книги из ГПНТБ / Мошкин, Е. К. Развитие отечественного ракетного двигателестроения

В 1932 г. вся страна отмечала семидесятипятилетие со дня рож­

Вскоре он вновь посетил столицу, где М. И. Калинин за выдаю­ щиеся заслуги перед Родиной вручил ему ор; 'н Трудового Красного Знамени. Принимая орден, К- Э. Циолковский взволнованно говорил: «•# могу отблагодарить Правительство за эту высокую награду только своими трудами».

В последние годы жизни К. Э. Циолковский много внимания уде­ лял популяризации своих идей, часто выступал с лекциями, беседа­ ми, докладами перед военнослужащими, рабочими, учеными и кол­

С первых же недель существования Реактивного на­ учно-исследовательского института — РНИИ, созданного в Москве в сентябре 1933 г., между К. Э. Циолковским и институтом установились научные связи, деловая пере­ писка. Так, в феврале 1934 г. он составил «Программу ра­ бот РНИИ», в марте того же года прислал статью «Энер­ гия химического соединения вещества и выбор составных частей взрыва» и т. д.

20

В августе 1935 г. здоровье К. Э. Циолковского стало заметно ухудшаться. 13 сентября 1935 г. ученый отправил в Центральный Комитет ВКП(б) письмо. «Всю свою жизнь я мечтал своими труда­ ми хоть немного продвинуть человечество вперед. До революции моя мечта не могла осуществиться. Лишь Октябрь принес признание трудам самоучки... Я почувствовал любовь народных масс, и это да­ вало мне силы продолжать работу уже будучи больным. Однако сей­ час болезнь не дает мне закончить начатого дела. Все свои труды по авиации, ракетоплаваншо и межпланетным сообщениям передаю партии большевиков и Советской власти — подлинным руководите­ лям прогресса человеческой культуры. Уверен, что они успешно за­ кончат эти труды> *.

Исключительно ценными и прогрессивными работами К- Э. Циолковского являются его труды по реактивному движению, которые предвосхитили развитие науки в этой области на многие десятилетия. К- Э. Циолковский впер­ вые вывел законы движения ракеты как тела пёременной массы, указал рациональные пути развития космонавтики и ракетостроения. Он нашел ряд важнейших инженер­ ных решений конструкции ракет, им были рассмотрены и рекомендованы к использованию топлива для ракетных двигателей. К. Э. Циолковский заложил основы теории ЖРД.

Целый ряд технических идей К- Э. Циолковского на­ ходят применение при создании современных ракетных двигателей, ракет и космических летательных аппаратов.

С 1966 г. 17 сентября каждого года в Калуге открываются Чте­ ния, посвященные разработке научного наследия К- Э. Циолковского Чтения проводятся Государственным музеем истории космонав­ тики им. К- Э. Циолковского, Комиссией по разработке научного на­ следия К. Э. Циолковского АН СССР, Комитетом космонавтики ДОСААФ СССР, Институтом истории естествознания и техники АН СССР и Институтом медико-биологических проблем Министерст­ ва здравоохранения СССР. Советские ученые обсуждают здесь наи­ более актуальные проблемы ракетной и космической техники и ра­

кетного двигателестроения.

Работы К. Э. Циолковского по созданию теории реактивных

двигателей

Одной из заслуг К. Э. Циолковского является обосно­ вание целесообразности применения ЖРД в . качестве двигателя космических ракет. Он предложил схему ра­ кеты, оснащенной ЖРД, определил области применения таких двигателей, выбрал и оценил различные сорта ра-1

1Циолковский К. Э. Собр. соч., т. 2. Изд. АН СССР. М., 1954,

с.20.

21

кетных топлив, т. е. веществ или совокупности веществ, являющихся источником энергии и рабочего тела для ра­ кетного двигателя, исследовал некоторые особенности конструкции отдельных агрегатов и двигателя, условия эксплуатации, наметил основные пути создания мощных жидкостных ракетных двигателей.

Мощность ракетного двигателя равна кинетической энергии мас­ сы газов в реактивной струе, вытекающих из реактивного двигателя за 1 с, или половине произведения тяги на эффективную скорость истечения. Мощность двигателей современных ракет-иосителей до­ стигает десятков млн. киловатт.

К. Э. Циолковский указал на многие научно-техниче­ ские проблемы, требующие решения в ходе дальнейшей отработки и совершенствавання ракет и двигателей.

Выбор схемы ракетного двигателя является сложной задачей. Чтобы правильно выбрать схему, необходимо учитывать величины задаваемых параметров двигателя, целевое назначение ракеты, дальность ее полета, уро­ вень технологии в стране, имеющийся опыт. Если нужно решить задачу сегодня — назначается одна схема; для ракет будущего — другая. К. Э. Циолковский предложил схему ракеты и ракетного двигателя для будущего, учи­ тывая возможный прогресс науки и техники. Он считал, что уже пришло время начинать такие разработки. Жизнь подтвердила справедливость его взглядов. Совре­ менные двигатели и ракеты принципиально не отличают­ ся от предложенных им: жидкое двухкомпонентное топ­ ливо, насосная подача топлива, ускорение газового пото­ ка в сопле и т. д.

В работе «Исследование мировых пространств реак­ тивными приборами» (1903 г.) К. Э. Циолковский так описал схему и принцип действия ЖРД, использующего в качестве компонентов сжиженные газы. «...Камера1

имеет большой запас веществ, которые при своем смеше­ нии тотчас же образуют взрывчатую массу. Вещества эти, правильно и довольно равномерно взрываясь в опре­

Камера ракетного двигателя является основным агрегатом ракет­ ного двигателя, создающим реактивную силу за счет истечения ра­ бочего тела. В современном ракетном двигателе она состоит из ка­

1 Имеется в виду емкость ракеты.

2 Циолковский К. Э. Собр. соч., т. 2. Изд. АН СССР М., 1954, с. 73.

22

меры сгопаиип н сопла. Сопло — часть камеры ракетного двигателя, в которой тепловая энергия сжатого рабочего тела — продуктов его

расширенном ее конце они, сильно разредившись и охла­ дившись от этого, вырываются наружу через раструбы с громадной относительной скоростью. ... оба жидких га­ за разделены перегородкой» .1

В1922 г. для журнала «Знание — сила» К. Э. Циол­ ковский написал статью «Звездолет», в которой дал опи­ сание ракеты с ЖРД, предназначенной для использова­ ния ее в качестве реактивного самолета. С этой целью ракета снабжалась крыльями.

В1927 г. в Калуге К. Э. Циолковский издал работу «Космическая ракета. Опытная подготовка». В ней при­ водится уже более подробное описание ЖРД; указыва­ ется, что для подачи компоненты топлива в камеру необ­ ходимо предусматривать «... два насоса, приводимые в движение одним двигателем. Первый накачивает во

взрывную трубу кислородные соединения, другой — во­ дородные». 2 Там же высказывается мысль о целесообраз­ ности поддержания во время работы ЖРД определен­ ного соотношения компонентов топлива: «Регулировка имеет важное значение: если кислорода будет больше, чем нужно, то может загореться взрывная труба, если меньше — будет даром пропадать горючее».

В этой же работе К. Э. Циолковский описывает рабо­

незначительным, так как все свободное, не занятое эле­ ментами конструкции пространство заполняется топли­ вом; ЖРД оказывается как бы утопленным в компонен­

1 Циолковский К. Э. Собр. соч., т. 2. Изд. АН СССР. М., 1954,

2Там же, с. 75.

с.2Ѳ1.

23

Плоские крыпья

Схема «Звездолета» по К. Э. Циолковскому

Схема космической ракеты с ЖРД по К. Э. Циолковскому .

самолет не может достигнуть больших скоростей. ...мои размышления и расчеты привели меня в настоящее время к следующему наиболее осуществимому типу высотного самолета» 1. Далее К. Э. Циолковский дает описание воз­ душно-реактивного двигателя12, приводящего в действие воздушный винт.

1 Циолковский К. Э. Собр. соч., т. 2. Изд. АН СССР. М., 1954,

с. 389.

2 Воздушно-реактивным двигателем (ВРД) называется реак­ тивный двигатель, использующий для сжигания горючего воздух окружающей среды.

24

Схема «Стратоплана полуреактивного» по К. Э. Циолковскому

Сжиматепь воздуха

Схема «Парогазового турбинного двигателя для дирижабля» по К. Э. Циолковскому

Устройство «стратоплана полуреактивного», разрабо­ танного К. Э. Циолковским, следующее. При движении аппарата воздух входит во внутреннюю часть корпуса через регулируемое входное отверстие 1. Ускорение га­ зового потока осуществляется винтом 2, приводимым в действие бензиновым двигателем 3. Отработанные газы движутся по трубам 5 и истекают через их выходные се­ чения. Истечение смеси воздуха и отработанных газов происходит через регулируемое сопло 9. На общем валу с двигателем 3 установлен воздушный компрессор 8. Воз­ дух из полости 4 частично попадает в полость 10, затем в полость 6 и через кольцеобразное отверстие 7 к трубам 5. Омывая их, воздух охлаждается и поступает в компрес­

25

сор. Сжатый воздух по трубам 11 направляется к бензи­ новому двигателю.

Наконец, в труде «Парогазовый турбинный двига­ тель», написанном в 1934 г., Константин Эдуардович предложил своеобразный турбокомпрессорный двигатель, который он предполагал использовать на дирижаблях. Этот двигатель — прообраз одного из вариантов совре­ менных ВРД. В нем набегающий поток воздуха с помо­ щью компрессора 7 и диффузора 1 под давлением посту­ пает в генератор 2, в котором происходит сгорание неф­ ти, подаваемой в -генератор насосом (на чертеже не по­ казан). Продукты сгорания приводят в действие много­ ступенчатую турбину 3. Вращение турбины по системе 4—5 передается на винт, который и приводит дирижабль в движение. Кроме этого, по системе 6—7 вращение пе­ редается компрессору, а по системе 8—9— Іи мешалкам, которые непрерывно перемешивают нефть с целью вырав­ нивания ее температуры в емкости 12. Охлаждение гене­ ратора осуществляется водой, заполняющей пространст­ во 11.

Таким образом, К. Э. Циолковский предложил схему

Формула К. Э. Циолковского

Создание наиболее рациональной конструкции двига­ теля остается одной из важнейших проблем ракетного двигателестроения. Ракеты, предложенные Константином Эдуардовичем, не были, естественно, доведены им до стадии проекта. Это были скорее только заявки на новые идеи, изобретения, открытия, но заявки, обоснованные научно-техническими расчетами.

Развитие теории ракетных двигателей и ракет в тру­ дах К. Э. Циолковского и в работах других авторов в значительной степени обязано появлению формулы, нося­ щей имя ее автора — К- Э. Циолковского.

Она является основной формулой движения ракеты, определяющей ее окончательную наибольшую скорость V, которая равна произведению абсолютного значения ско­ рости истечения Wa продуктов сгорания из реактивного сопла на натуральный логарифм отношения начальной стартовой массы ракеты Л10 к ее конечной массе Мк (с

2Ь

учетом полезного груза), оставшейся после израсходова­ ния в процессе полета массы топлива Мт:

При расчете движения ракеты, оснащенной современ­ ным ЖРД, если разность ра—рн отлична от нуля, вместо Wa в формулу Циолковского подставляют эффективную скорость, равную

ра — давление газов в выходном сечении сопла; Р н — давление окружающей среды на данной .высоте

полета Я.

Отношение Мт/Мк называется ч и с л о м Ц и о л к о в с к о- г о и обозначается буквой Ц.

Вывод этой формулы приведен в труде «Исследование мировых пространств реактивными приборами» (1903 г.). По формуле Циолковского (в работе 1903 г. К. Э. Циол­ ковский рассматриваемую формулу называет «Соотноше­ ние масс в ракете») можно подсчитать также прираще­ ния скоростей отдельных ступеней многоступенчатых ра­ кет.

Приведенная формула Циолковского была им уточне­ на для учета влияния сопротивления окружающей среды и сил гравитационного поля на величину окончательной скорости полета ракеты. Эта формула явилась первой от­ правной предпосылкой, использованной при разработке требований, предъявляемых к ЖРД; ofta позволила в начальный период развития ракетной техники определить основные пути совершенствования конструкции двигате­ ля. Понятно, что, создавая соврёменные двигатели, ис­ пользуют весь накопленный опыт ракетостроения и двигателестроения, достижения в области смежных наук, технологии, стремясь удовлетворить непрерывно расту­ щие требования к конструкции РД.

Из формулы Циолковского следует, что для увеличе­ ния скорости полета ракеты необходимо увеличивать чи­ сло Циолковского Ц и эффективную скорость истечения газов Г эфф.

27

Скорость истечения газов из сопла

W a= < ?\f‘2Q4t + W l ’

где Q — количество тепла, выделяющееся при сгорании единицы массы топлива;

г)л — термический коэффициент полезного действия; W'BX — скорость входа компонентов топлива в камеру

сгорания; Ф — коэффициент пропорциональности.

Чем выше теплотворная способность топлива, тем боль­ ше тепла выделяется при сгорании. Однако одни и те же компоненты топлива в зависимости от условий выделяют различное количество тепла, .что, в частности, зависит от соотношения компонентов

где G0K— секундный массовый расход окислителя; Gr— секундный массовый расход горючего.

Оптимальное соотношение, при котором скорость ис­ течения будет наибольшей, зависит для заданного давле­ ния в камере от рода топлива, от степени расширения газов в сопле и ряда других факторов.

С целью увеличения полноты сгорания в возможно меньшем объеме камеры улучшают качество распыливания и перемешивания компонентов, «гДело в том, что в одной и той же трубе 1 сила взрыва зависит от тщатель­ ности смешения элементов горения» 21.

Чем больше тепла выделяется при сгорании единицы массы топлива, тем выше энергетические характеристики продуктов сгорания — теплосодержание и произведение газовой постоянной продуктов сгорания /?= 848/р на их температуру 7\.

При заданном тепловыделении с уменьшением сред­ ней молекулярной массы продуктов сгорания р умень­ шается температура газов, а при этом упрощается реше­ ние одной из сложнейших проблем ракетного двигателестроения — проблемы эффективного охлаждения стенок камеры сгорания.

1 Здесь имеется в виду камера сгорания ракетного двигателя.

2 Циолковский К. Э. Собр. соч. т. 2. Изд. АН СССР. М„ 1954, с. 201.

28

Термический коэффициент полезного действия.

*і—1

характеризует преобразование тепла в кинетическую энергию продуктов сгорания, истекающих из сопла.

Чтобы выбрать наивыгоднейшее значение давления газов в выходном сечении сопла ра, исследуют формулу тяги:

Р = 0 \У эфф.

Напомним, что в этой формуле G означает секундный массовый расход топлива, равный при установившемся режиме секундному массовому расходу продуктов сгора­ ния. Анализ показывает, что для получения наибольшей тяги, давление ра должно быть равно давлению окружаю­ щей среды рн■Если давление окружающей среды при по­ лете.ракеты меняется, то равенство ра=Рн можно обе­ спечить изменением параметров камеры сгорания или площади критического сечения, или площади выходного сечения сопла.

Однако для ЖРД регулируемые сопла пока не созда­ ны, что заставляет ориентироваться на некоторое сред­ нее значение ра, выбираемое в процессе баллистического проектирования ракеты и обеспечивающее наибольшую скорость ее полета к концу работы двигателя при задан­ ной массе полезного груза и выбранном значении числа Циолковского.

Если двигатель работает на очень больших высотах или в космосе, где давление окружающей среды ничтож­ но мало, то с целью повышения термического к. п. д. сле­ дует назначать возможно меньшее давление на выходе из сопла. Если это давление задано, то термический к. п. д- можно повысить путем увеличения давления в камере сгорания, что способствует также улучшению условий горения, уменьшению габаритов и массы камеры сгора­ ния.

При анализе работы камеры сгорания К. Э. Циолковский ориенти­ ровался на давление в pi —100 ат. Это было недостижимое для пер­ вых ЖРД давление.* Так, в двигателе 10 ракеты «ГИРД-Х» (1933 г.) давление в камере равнялось всего 8— 10 ат, в двигателях ОРМ-50

* Здесь и далее единицы измерения приводятся по данным ар­ хивных материалов,

29