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

Разрез ОРМ-50

и выбор принципиальной схемы двигателя с раздельной подачей компонентов топлива. Потом выполнялась по­ следовательная поэлементная, поэтапная отработка ЖРД. Обращает на себя внимание логическая последо­ вательность изменения и совершенствования конструк­ ции, широкий охват и целенаправленность в решении проблемных вопросов создания двигателей этого класса. Следует отметить также насыщенность проводившихся всех экспериментальных исследований, так как только на стендах можно было получить ответы на многие во­ просы, возникавшие при расчетах и конструировании первых ЖРД-

Разработка всех ОРМ начиналась с их расчетов. Ис­ пользование законов термохимии и классической термо­ динамики позволяло определять тепловые характеристи­ ки топлив и такие основные характеристики двигателей, как их тягу, давление в камере сгорания и вдоль сопла, расход компонентов топлива в зависимости от к. п.д. дви­ гателя, размеры критического и выходного сечения соп-

110

ла. Точность этих расчетов зависила от надежности оп­ ределения термических констант компонентов топлива и продуктов их сгорания и не приводила к существенным ошибкам. Такие расчеты выполнялись В. П. Глушко в 1929—1933 гг. для разрабатывавшихся им двигателей, совершенствованию их методики уделялось значительное внимание. Сами методики излагались в курсах лекций, прочитанных В. П. Глушко в 1933—1934 гг. в Военно-воз­ душной академии им. Жуковского двум потокам слу­ шателей, специализировавшихся по ракетной технике, а также публиковались в статьях и книгах. 1

По другому обстояло дело с возможностью в те го­ ды надежного расчета системы охлаждения жидкостно­ го ракетного двигателя. В отчете «Теплопотери и охла­ ждение РМ», выпущенном В. П. Глушко 2 июля 1931 г.,12 даются итоги теоретических и экспериментальных работ по охлаждению ОРМ, выполненных в ГДЛ к этому вре­ мени. В отчете приводится методика расчета охлаждения камеры сгорания ОРМ, при этом указывается: «Харак­ тер термодинамического расчета охлаждения к.-сг. РМ жидкостью достаточно известен. Однако путем теорети­ ческих вычислений задача не может быть решена ни для одного такого конкретного случая, при котором теп­ лопередача от газа к внутренней стенке происходит при тех давлениях и температурах, которые имеют место в к.-сг. РМ. Незнание коэффициентов теплопередач обес­ ценивает громоздкие термодинамические подсчеты и за­ ставляет обратиться к опыту как к единственному ме­ тоду удовлетворительного разрешения подобных задач».

Действительно, мы уже знаем, что переоценка точно­ сти аналитического расчета системы охлаждения привела к тому, что оба ЖРД Ф. А. Цандера (ОР-2 и 10) разру­ шились при первых же стендовых испытаниях (в 1933 г.).

Разработанная в ГДЛ экспериментальным путем си­ стема охлаждения обеспечила двигателям работоспособ­ ность при многократных пусках.

Двигатель ОРМ-50 разрабатывался в ГДЛ для раке­ ты 05, спроектированной и построенной в ГИРДе.

Двигатель ОРМ-50 работал на азотной кислоте и ке­ росине, имел относительно короткое спирально оребрен­ ное охлаждаемое окислителем сопло, обеспечивающее на

1 Пионеры ракетной техники. Ветчннкин, Глушко, Королев, Тихоиравов. Избранные труды. М., 1972.

2 Там же, с. 208—212, 770.

Ш

ОРМ-50 на стенде

выходе давление газа в 1 ат. Подогретый в проточном тракте жидкий окислитель поступал к двум шнековым форсункам, расположенным радиально на цилиндриче­ ской части камеры сгорания. Горючее поступало в каме­ ру так же радиально через две центробежные форсунки. Все форсунки были с обратными клапанами. Средняя цилиндрическая часть камеры сгорания наружного про­ точного охлаждения не имела и охлаждалась внутренней завесой; зажигание •— химическое.

Изготовленный в одном экземпляре двигатель ОРМ-50 прошел в 1933 г. три доводочных, ресурсные и

112

сдаточные стендовые испытания. Затем, в 1934 г., пятью пусками этим двигателем ракеты 05 проводилась провер­ ка системы питания двигателя от ракеты.

При пуске ракеты 05 на полигоне в Москве в связи с пониженным давлением подачи топлива из баков двига­ тель развил неполную тягу (расчетная тяга 150 кгс) и проработал 60 с в пусковом ракетном станке до опорож­ нения баков, что не позволило осуществить старт раке­ ты. Особенно следует отметить живучесть двигателя, ос­ тавшегося в целости после 10 пусков.

Опыт рдботы с двигателем ОРМ-50 позволил создать более мощный образец — двигатель ОРМ-51, рассчитан­ ный на тягу в 250 кгс. В двигателе ОРМ-51 компоненты топлива поступали в два кольцевых коллектора, располо­ женных над полусферической головкой камеры сгора­ ния, причем окислитель предварительно охлаждал соп­ ло. Из коллекторов окислитель и горючее поступали в шесть центробежных форсунок, расположенных у осно­ вания полусферы и направленных вверх под углом 25°.

Итогом обобщения научно-исследовательских и экс­ периментальных разработок являлось создание двига­ теля ОРМ-52, который, как и предыдущие образцы, ра­ ботал на топливе азотная кислота — керосин. Он пред­ назначался для спроектированных в ГДЛ ракет РЛА-1, РЛА-2, РЛА-3, которые были заказаны Газодинамиче­ ской лаборатории как для морской торпеды, так и в качестве ускорителя для самолета И-4. Официальные ис­ пытания ОРМ-52 прошел в 1933 г. При давлении в каме­ ре в 20—25 ат он развивал тягу до 250—300 кгс. Образец ОРМ-52, изготовленный и прошедший стендо­ вые испытания в 1935 г., развивал тягу 300—320 кгс при давлении подачи 35 ат, давлении в камере сгорания 20 ат и удельном импульсе 210 с, сохранив полную рабо­ тоспособность после 29 пусков с суммарной наработкой

533с.

Вэтом двигателе стальная цилиндрическая камера сгорания (внутренний диаметр 120 мм) со сферической головкой имела коническое сопло. Компоненты топлива

подавались через шесть центробежных форсунок — по три для каждого компонента. Перед входом в форсунки устанавливались обратные клапаны. Зажигание — хими­ ческое, с помощью самовоспламеняющегося топлива, со­

113

114

Двигатель ОРМ-51

Разрез двигателя ОРМ-52

перед пуском в трубопровод горючего из питательного кольца-коллектора.

Камера сгорания наружного проточного охлаждения не имела и охлаждалась внутренней завесой. Сопло ох­ лаждалось азотной кислотой, которая из бака поступала к штуцеру коллектора в нижней части рубашки охлажде­ ния сопла. Далее жидкость поступала в зазор между ру­ башкой и соплом, протекала вдоль оребренного сопла по винтовому тракту и выходила через три штуцера, каждый из которых соединялся с одной из форсунок. Для обеспечения требуемого размера и очертания ох­ лаждающего тракта сопло охватывалось с соответствую­ щим зазором профилированным разрезным вкладышем из алюминия.

115

По своим основным характеристикам — тяге, удель­ ному импульсу, ресурсу ОРМ-52 являлся лучшим дви­ гателем того времени.

Системы подачи топлива и стенды

Начиная с 1929 г., наряду с поисками рациональных конструкций камер сгорания проводились работы по со­ зданию систем стендовых измерений и подачи компо­ нентов топлива. В 1930 г. на основании анализа весовых данных было установлено, что для Ж РД малых тяг наи­ более рациональными являлись вытеснительные (баллон­ ные) системы подачи компонентов топлива из баков, использующие либо сжатый газ из аккумулятора давле­ ния, либо сжиженный газ, газифицируемый в испарите­ ле. Уже в тридцатых годах стало ясно, что для ЖРД больших тяг предпочтительно применять насосную си­ стему подачи. Напомним, что именно на такую систему подачи топлива ориентировался в своих теоретических исследованиях К. Э. Циолковский.

Разработка компактных турбонасосных агрегатов и применение новейших конструкционных материалов по­ зволили в последние годы эффективно использовать на­ сосную подачу компонентов топлива не только в круп­ ных двигателях, но и в ЖРД, развивающих относительно небольшую тягу.

В ГДЛ разрабатывали систему подачи как для ог­ невых испытательных стендов, так п для двигателей, устанавливаемых на летательные аппараты различного назначения. В 1930—1932 гг. испытания Ж РД в ГДЛ велись на стенде, где вытеснение компонентов из емкостей осуществлялось сжатым азотом. В качестве стендовых емкостей для окислителя и горючего использовались рас­ точенные стаканы .крупнокалиберных артиллерийских снарядов, которые облицовывались изнутри алюми­ нием в том случае, если в емкости заправлялась азотная кислота или другой агрессивный компонент топлива.

Бак для жидкого кислорода емкостью 20 л по­ мещался в герметизированную латунную рубашку, изго­ товленную из стакана 12-дюймового снаряда; зазор за­ полнялся углекислотой и активированным углем. При заправке бака жидким кислородом газообразная угле­ кислота переходила в твердое состояние, а находящиеся в качестве примесей другие газообразные продукты

116

поглощались углем, что создавало достаточно глубокую вакуумную теплоизоляцию заправленного бака.

Впериод 1931—1932 гг. в ГДЛ проводились работы по созданию системы подачи компонентов топлива спе­ циальными поршневыми насосами. В 1931 г. была раз­ работана схема подачи топлива с помощью поршневого агрегата, состоящего из четырех звездообразно располо­ женных относительно камеры сгорания насосов двойно­ го действия. Такой насосный агрегат намечалось исполь­ зовать на ОРМ-3.

В1931 г. по схеме, предложенной Б. С. Петропавлов ским, был построен и испытан экспериментальный двь гатель ОРМ-А, имеющий насосный агрегат, приводив­ шийся в действие продуктами сгорания; с целью их по­

лучения в течение нескольких секунд в камере сгорания сжигался заряд шашек из бездымного тротилопирокси­ линового пороха.

В 1931—1932 гг. разработан, изготовлен и испытан поршневой насосный агрегат для питания азоттетроксидтолуолового двигателя с тягой 300 кгс.

Общей особенностью схем насосной подачи топлива является использование части энергии газов камеры сго­ рания, что приводит к некоторому повышению к. п. д.

бонасосного агрегата для питания азотнокислотно-керо- синового двигателя тягой 300 кгс при давлении подачи

ТНА, состоящего из газовой турбины с одной ступенью скорости и двух одноступенчатых центробежных насосов (окислителя и горючего), сидящих на общем горизон­

тальном валу.

Для разгрузки насосов от осевых усилий крыльчат­ ки имели двусторонний вход. Корпус и крыльчатки на­ сосов были из алюминиевого сплава. Предусматрива­ лось питание турбины продуктами сгорания топлива с температурой 500° С при давлении 15 ат.

При испытании экспериментального образца на стенде Металлического завода в одноступенчатом насо­ се удалось получить избыточное давление порядка 75 ат, что по тем временам многим представлялось недостижи­ мым. Облопачеиный ротор газовой турбины потребной

117

msm\

Схема ОРМ-А

118

мощности был целиком использован от морской вспомо­ гательной силовой установки. Согласно заказу ВВС (1932 г.) этот ТНА предназначался для установки вме­ сте с камерой сгорания тягой 300 кгс на самолете И-4.

Ракеты ГДЛ

В 1932—1933 гг. в ГДЛ были созданы ракеты РЛА

проект которой разработан в 1932 г., были следующими. Высота подъема— до 100 км, стартовая масса — 400 кг, масса топлива — 250 кг, тяга двигателя — 3000 кгс, мас­ са полезного груза — 20 кг, время работы — 20 с. Раке­ та состояла из двух стальных корпусов, соединенных между собой головной частью.

Азотнокислый Ж РД 2 устанавливался выше центра тяжести ракеты на карданном подвесе, стабилизировался гироскопом и являлся не только движителем, но и ис­ полнительным органом системы управления. В головной части ракеты 1 размещались метеоприборы, парашют и автомат для сбрасывания приборов после окончания про­ граммы летных испытаний. Компоненты топлива пода­ вались в двигатель с помощью вытеснительной системы через полые карданные кольца, имеющие уплотнения в

что обеспечивало расположение его центра парусности ниже центра тяжести ракеты.

Для испытания двигателя на карданной подвеске и определения стабилизирующего влияния струи был из­ готовлен стенд с такой подвеской. Для определения тра­ ектории полета ракеты были разработаны рабочие чер­ тежи киносъемочного аппарата с фиксацией времени, устанавливаемого в хвостовом отсеке ракеты. Три экземп­ ляра корпусов ракеты находились в 1932 г. в изготовле­ нии на одном из машиностроительных заводов.

119