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

таллов выделяется больше тепла, чем при сгорании жид­ кого горючего, даже такого как бензин; поэтому добавле­ ние металла в жидкое горючее при определенных условиях может привести к повышению удельного им­ пульса.

Так, теплотворная способность продуктов сгорания в кислороде, отнесенная к 1 кг топлива, составляет по Ф. А. Цандеру: для бензи­ на — 2350 ккал; для алюминия — 3730 ккал, а для лития достигает 4710 ккал.

Однако при температурах, характерных для ЖРД, обычно образуются твердые частицы окислов. Поэтому нельзя подсчитать скорость истечения, тягу и удельный импульс по формулам, выведенным в предположении только газового течения. Теоретическому исследованию условии движения продуктов, состоящих из смеси газов и твердых окислов, посвящены работы Ф. А. Цандера. Так, в статье «Применение металлического топлива в ра­ кетных двигателях» 1 приведено приближенное определе­ ние реактивной силы, получаемой от двигателя, из соп­ ла которого извергаются одновременно частицы с двумя существенно отличающимися скоростями. «Возможно, —

пишет Ф. А. Цандер, — сжигание металла в таких про­ порциях с жидким горючим, при которых уменьшение тя­ ги наблюдаться не будет» 1.2

Для проверки своих расчетов и практической возмож­ ности осуществления сжигания металла в камерах ра­ кетных двигателей Ф. А. Цандер поставил вначале ряд простых лабораторных опытов по воспламенению и горе­ нию металлов. Затем горение металла изучалось на ОР-1. Позже программа таких опытов была расширена.

Ф. А. Цандер предлагал готовить металлическое горю­ чее из тех деталей и агрегатов, которые к определенному моменту времени полета аэроплана-ракеты или описан­ ной им центральной ракеты со многими боковыми раке­ тами и сосудами для жидкого горючего и кислорода, вы­ полнив свои функции, становятся бесполезными как для полета, так и для посадки.

Именно поэтому Ф. А. Цандер пытался найти возмож­ ности переработки отдельных элементов конструкции в порошкообразный или расплавленный металл (магний, алюминий) и разрабатывал схемы двигателей, позволяю­ щих реализовать эту идею. Ф. А. Цандер пришел к выво­

1 «Ракетная техника», 1936, № 1.

2 Цандер Ф. А. Проблема полета при помощи реактивных ап­ паратов [Сборник статей]. М., Оборонгиз, '1961, с. 241.

60

ду о целесообразности применения лития в качестве не только добавки к горючему, но и как конструкционного материала космического аппарата.

В статье «Вопросы конструирования ракеты, исполь­ зующей металлическое топливо», опубликованной в 1937 г., излагаются требования к металлам, из которых должны изготавливаться элементы конструкции, сжигае­ мые затем в камере двигателя. Они сводятся к следую­ щему: металл должен быть достаточно прочным при нор­ мальной температуре, скрытая теплота плавления дол­ жна быть ие слишком большой, теплотворная способ­ ность — возможно большей, а температура плавления — низкой. В работе приводится метод определения и выбор оптимальной зависимости между массами металла с од­ ной стороны, жидких окислителя и горючего — с другой; между массами всей конструкции и сгорающего металла, между твердыми и газообразными продуктами горения.

В работе «Проблема полета при помощи реактивных аппаратов» рассматривалось предлагавшееся ранее Ю. В. Кондратюком применение в качестве добавки к горючему металлоида бора или жидкого бороводорода.

«Однако бором возможно будет пользоваться, вероят­ но, только в виде порошка для изоляции (аморфный бор) или применяя его для стержней, подверженных сжатию (кристаллический бор). Можно будет также взять с собой жидкий бороводород в весьма холодном состоянии»і. При сжигании бора в кислороде образуется наименьшее ко­ личество твердых продуктов при достаточно высокой теп­ лотворной способности, равной по расчетам Ф. А. Цанде­ ра 3900 ккал/кг.

В этой же работе предлагается использовать в качест­ ве добавки к жидкому топливу твердые неметаллические материалы — целлулоид и др. «Можно также искать опытным путем прессованные массы, которые употребля­ ются почти во всех областях химической техники и мо­ гут быть найдены также для наших целей». И далее...

«можно себе представить массы, содержащие нафталин или другое горючее, в смеси с таким материалом, кото­ рый при нагревании расплавляется и затем из особого со­ суда для расплавления уже поступает как жидкое горю­ чее в форсунки ракеты» 2.

1 Цамдер Ф. А. Проблема полетов при помощи реактивных ап­ паратов. [Сборник статей]. М., Оборопгиз, 1961, с. 119.

2 Там же, с. 117.

61

Исследование внутрикамерных процессов

иусловий охлаждения

Ф.А. Цандер разрабатывал методы теплового и тер­ модинамического расчета реактивного двигателя, кото­ рые изложены в двух статьях под названием «Тепловой расчет ракетного двигателя на жидком топливе», впервые опубликованных в 1936—1937 гг.

Вэтих статьях автор привел примеры расчетов для топлива, состоящего из воздуха, обогащенного кислоро­ дом, и бензина. Там же был дан анализ влияния на иде­ альную скорость истечения газов из сопла показателя адиабаты, газовой постоянной, температуры газов и сте­

пени их расширения; изложена методика определения площади критического и выходного сечений сопла; рас­ смотрено истечение реальных газов с учетом потерь, при­ чем здесь уже было учтено влияние трения газа о стей­ ки на характеристики сопла.

Ф. А. Цандер определил температуру сгорания с уче­ том диссоциации газов и построил графики, характери­ зующие тепловые параметры двигателя в зависимости от содержания кислорода в окислителе.

В рассматриваемых статьях Ф. А. Цандер производил расчеты не только аналитическим методом, но и с помо­ щью энтропийных диаграмм.

Определению нагрева и охлаждения стенок камеры ракетного двигателя посвящен ряд работ Ф. А. Цандера. В них приводится анализ особенностей теплоотдачи от газов к стенкам ЖРДБолее подробный тепловой расчет системы охлаждения излагается в статье «Тепловой рас­ чет ракетного двигателя на жидком топливе» *. В ней ко­ эффициент теплоотдачи подсчитывается по известной формуле Нуссельта, а затем дается анализ формул для определения наружной, внутренней и средней температу­ ры стенки камеры двигателя, рассматриваются методы определения физических параметров охлаждающих сред и требуемых расходов.

Расчет системы охлаждения помог Ф. А. Цандеру для каждого состава топлива назначить предельно допусти­ мое давление в камере. Используя результаты расчетов, он определил термический к. п. д., тягу двигателя, ско­ рость истечения и выбрал объем камеры сгорания. Таким1

1 Сборник «Ракетная техника», вып. 1, '1936. '

62

Результаты термодинамических расчетов реактивного двигателя ОР-1 по Ф. А. Цандеру

ния давления в камере при оптимальном давлении газов на выходе из сопла.

В 1930 г. Ф. А. Цандер разработал приближенную ме­ тодику расчета реактивного двигателя. Особое внимание им было уделено расчету термодинамических процессов в камере сгорания, что позволило с необходимой точно­ стью определить основные параметры Ж РД при их про­ ектировании. В эти же годы приближенная методика рас­ чета ракетного двигателя была разработана и успешно использована В. П. Глушко в ГДЛ. Впоследствии мето­ ды термодинамического расчета с учетом диссоциации были усовершенствованы в СССР В. П- Глушко, А. П. Ваничевым, А. И. Полярным и другими учеными.

Реактивный двигатель ОР-1

В первом опытном реактивном двигателе (ОР-1) ис­ пользовался в качестве топлива сжатый воздух и бензин. Проектированию и постройке ОР-1 предшествовали ла­ бораторные опыты и тщательные расчеты, проведенные Ф. А. Цандером. Еще в 1917 г. им проводятся экспери­ менты по сжиганию металлов; с 1922 г. он подбирает и систематизирует расчетные зависимости, без которых нельзя было создать методику расчета ЖРД, разрабаты­ вает схемы и эскизы опытного реактивного двигателя, а

64

30 ноября 1928 г. Ф. А. Цандер выступает в Московском университете с докладом «Предварительные работы по постройке ракетного аппарата», в котором им приводи­ лись результаты предварительных расчетов и схема, по­ служившие основой при разработке ОР-1.

В октябре 1929 г. Ф. А. Цандер приступил к подроб­ ному расчету двигателя ОР-1.

Исходные данные расчета: расход бензина— 350—400 г/ч, тео­ ретический расход воздуха на 1 кг бензина— 14,2 кг. Таким образом, расход топлива был равен примерно Т,67 г/с. Термодинамическим расчетом определены состав продуктов сгорания, температура газа в камере сгорания, равная примерно 2440 К, термический к. п. д. порядка 0,105—0,125, скорость истечения около 840 м/с, тяга по рас­ чету — 0,145 кгс.

Ф. А. Цандер приступил к монтажу своего двигате­ ля сейчас же после окончания расчетов и изготовления деталей !.

30 сентября 1929 г. он писал: «В связи с тем, что средств было недостаточно, неожиданно у меня появилась идея перестроить паяльную лампу под первый реактив­ ный двигатель... Насадка была мною перестроена и окру­ жена кожухом, в который впускался воздух под давле­ нием. Внутри кожуха при помощи особой трубки устрое­ но пространство для сгорания. На конце этой трубки была приделана коническая сменяемая насадка для полу­ чения скоростей истечения больших, чем скорость звука.

Медная трубка для жидкого бензина была заменена более длинной и охватывала витками коническую насад­ ку для подогрева бензина. Кроме того, бак был снабжен1

1 В описаниях ОР-1 у ряда авторов имеется много отдельных не­ точностей, поэтому мы сочли целесообразным привести описание ОР-1, данное самим Цандером.

Первый воздушный рективный дигатель ОР-1

манометром для измерения давления подачи бензина и ниппелем для выпуска воздуха. К баку был приделан термометр для измерения температуры крышки бака. Для регулирования расхода горючего имелся специаль­ ный кран.

Сжатый воздух для горения и охлаждения камеры сгорания подавался в охладительный тракт через шту­ цер, присоединенный к кожуху впереди сопла. Зажига­ ние смеси производилось с помощью электрической све­ чи, впаянной в головку» 1.

Первые испытания ОР-1 проведены Ф. А. Цандером в лаборатории воздушных авиационных двигателей винто­ моторного отдела ЦАГИ в 1930 г. Двигатель подвешивал­ ся так, что газы, истекающие из сопла, направлялись на небольшой металлический диск, соединенный с весами. По показаниям весов определяли силу воздействия газо­ вой струи на диск.

В1931 г. двигатель ОР-1 был окончательно отработан

ис 1932 г. использовался для изучения влияния добавки1

1 Цандер Ф. А. Проблема полета при помощи реактивных ап­ паратов. М., Оборонгиз, 1961, с. 47.

66

металла к жидкому горючему на тягу. Малая точность измерений, характерная для того времени, и недостаточ­ ная тяга, развиваемая ОР-1, не позволили обнаружить влияние таких добавок на режим работы двигателя, но расчеты все же указывали на целесообразность приме­ нения металлических добавок к топливу; поэтому иссле­ дования продолжались и в последующие годы.

Ракетный двигатель ОР-2

Двигатель ОР-2 разрабатывался Ф. А. Цандером. Проектирование двигателя было начато в сентябре 193і г., но предварительные расчеты агрегатов и двига­ теля в целом проводились Цандером и раньше. Двига­

Б. И. Черановского типа «Летающее крыло». Этот пла­ нер изготовили активисты Осоавиахима.

Таким образом, ОР-2 является первым отечествен­ ным ЖРД, предназначавшимся для пилотируемого ле­ тательного аппарата. В качестве топлива был выбран жидкий кислород и бензин. Время работы двигателя задано равным 30 с, при тяге в 50 кгс и давлении в ка­ мере от 6 до 8 ат. Однако ОР-2 на планер РП-1 уста­ новлен не был, так как отработать этот двигатель не удалось. Позже, уже не в ГИРДе, а в РНИИ, была раз­ работана модификация двигателя (02), отличавшаяся от ОР-2 конструкцией и используемым топливом.

Камера сгорания ОР-2 имела удлиненную цилиндри­ ческую форму, сопло было коническим, сверхзвуковым. На смесительной головке размещались струйные фор­ сунки и пусковой кран для горючего. Этот же кран по­ зволял создавать различную тягу путем ступенчатого изменения расхода топлива. Зажигание осуществля­ лось с помощью электросвечи. Цилиндрическая часть камеры ракетного двигателя имела наружное проточное охлаждение жидким кислородом, который в камеру по­ ступал уже в газообразном виде, а сопло охлаждалось водой.

Вытеснительная система подачи включала топлив­ ные баки грушевидной формы, которые предполагалось подвешивать во внутренних отсеках планера. Компонен­ ты топлива в камеру подавались под давлением газо­ образного азота. Для получения его предусматривался «азотный компенсатор» — отдельная емкость с жидким

СхемаІ установки двигателя ОР-2 на планере РП-4

азотом. Водяная система охлаждения сопла включала в себя два испарителя жидкого кислорода, теплообмен­ ник азотного компенсатора, водяной бачок и помпу. На­ гретая ß полости охлаждения сопла вода через помпу и бачок поступала в азотный компенсатор и в испарители. В результате теплообмена между водой и жидким азо­ том последний газифицировался. Дополнительное охла­ ждение воды происходило в кислородных испарителях. Газифицированный кислород использовался для наддува баков с окислителем. Холодная вода поступала в по­ лость охлаждения сопла. Все агрегаты ОР-2 размеща­ лись на планере. В декабре 1932 г. в ГИРДе была за­ кончена сборка двигателя ОР-2.

К началу марта 1933 г. двигательная установка бы­ ла смонтирована на стенде нахабинского полигона и подготовлена к испытанию. Поскольку Фридрих Артуро-

Принципиальная схема двигательной установки ОР-2 и внешний вид его камеры:

/ —бензиновый бак; 2—предохранительный клапан; 3, 20—кислородные баки; 4—испаритель; 5—камера сгорания; 6—кран; 7—помпа; 8—водяной бачок; 9—до­ полнительный подогрев; 10—ролик; И—трос; /2—азот под давлением; 13—испа­

69