Файл: Мошкин, Е. К. Развитие отечественного ракетного двигателестроения.pdf

Первый пуск ракеты состоялся в апреле 1937 г. После модификации ракета (ее новый индекс Р-03-02) испытывалась с тем же двигателем ів полете шесть раз.

В ракете Р-06, первоначальный (вариант которой спроектировал и изготовил в 1934 г. А. И. Полярный для Осоавиахима, использовали двигатель, камера кото­ рого выполнялась цилиндрической, головка — шатровойСопло имело профилированную керамическую вставку. После модернизации в КБ-7 ракета со стартовым весом 39 кг прошла в 1937—1938 гг. ряд испытаний с двигате­ лем при расчетной тяге 100 кгс.

Для ракеты Р-05, выполненной*в 1938—1939 гг. по за­ казу Геофизического института Академии наук СССР,

был спроектирован ряд вариантов двигателей М-29, в которых оба компонента топлива поступали в камеру сго­ рания через шнековые форсунки с шариковыми обратны­ ми клапанами. Вытеснение топлива из баков осуществля­ ли с помощью порохового аккумулятора давления, разработанного А. Б. Ионовым. Камера сгорания — кони­ ческой формы; головка имела керамическую облицовку. В других вариантах камера выполнялась цилиндрической. Сопла двигателей имели наружное проточное охлажде­ ние спиртом, протекающим по винтовому оребренному тракту. Для ракеты Р-05 был предназначен двигатель М-29с, прошедший стендовые испытания; расчетная тя­ га — 175 кгс.

В КБ-7 проводилась доработка и испытание комбини­ рованного двигателя, переданного из РНИИ. В результа­ те под руководством В. С. Зуева был спроектирован ком­ бинированный двигатель М-17, представлявший собой ЖРД, в камере сгорания которого помещался заряд твердого топлива. Вначале сгорало твердое топливо, обе­ спечивая в течение нескольких секунд повышенное зна­ чение тяги (первая ступень). В конце сгорания заряда в камеру сгорания начинади поступать компоненты жид­ кого топлива и двигатель переходил на основной режим (вторая ступень). Заряд твердого топлива двигателя М-17 состоял из двух одноканальных шашек и удерживался со стороны сопла легко сгорающей дубовой заглушкой. Со стороны головки и со стороны сопла помещались вос­ пламенители из черного пороха. На головке камеры мон­ тировались шнековые форсунки с шариковыми обратны­ ми клапанами. Выходные отверстия форсунок со стороны камеры глушились пороховыми столбиками. Сопло име­

210

Первый великий шаг человечества состоит в том, чтобы вылететь за атмосферу и сделаться спутником Земли.

К- Э. Циолковский

Г л а в а IV

ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ДЛЯ АВИАЦИИ

Великая Отечественная война с самого начала заста­ вила повысить скорость, высоту полета и маневренность боевых самолетов всех классов.

Одним из решений этой задачи было применение ра­ кетных двигателей в качестве основных или вспомогатель­ ных (ускорителей). Поэтому предложения ведущих спе­ циалистов в области ракетной техники о подобном ис­ пользовании Ж РД встретили активную поддержку.

От двигателей, предназначенных в качестве основных для боевых самолетов, требовалась достаточно высокая тяга — около 1000 кгс, а от реактивных ускорителей — от 300 кгс и выше. Двигатели должны были обеспечивать до­

многоразовый запуск, а также возможность заблаговре­ менной заправки топливом. Поэтому здесь вопрос решил­ ся однозначно в пользу применения топлива на основе высококипящего окислителя.

Жидкостные ракетные двигатели для боевых самоле­ тов— истребителей (перехватчиков) разрабатывались в ОКБ под руководством В. П. Глушко, в РНИИ Л. С. Душкиным и в Конструкторском бюро Наркомата авиационной промышленности (НКАП) коллективом, ра­ ботавшим под руководством А. М. Исаева.

4.1. ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ОКБ НКАП

В 1934—1938 гг. В. П. Глушко продолжал разработ­ ку Ж РД (ОРМ-53—ОРМ-102) и газогенераторов (ГГ-1,

212

ГГ-2) в руководимом им подразделении РНИИ, перешед­ шем из ГДЛ и пополнившемся инженерами и техника­ ми — Ф. Л. Якайтисом, С. С. Равинским, Д. П. Шитовым, В. Н. Галковским и др.

Начиная с 1939 г. в соответствии с заданием Наркома­ та авиационной промышленности коллектив конструкто­ ров, возглавляемый В. П. Глушко, стал специализиро­ ваться преимущественно на создании самолетных Ж Р Д —■ ускорителей. К этому времени уже имелся определенный опыт по подобным двигателям, так как еще в 1932 г. в ГДЛ была начата разработка экспериментальных ЖРД для самолетов. Предусматривалась установка вспомога­ тельных двух Ж РД с тягой по 300 кгс под крыльями са­ молета И-4.

В 1940'—1946 гг. была создана серия Ж РД с насосной подачей топлива: РД-1, РД-1ХЗ, РД-2, РД-3. Часть из них прошла летные и государственные испытания и нахо­ дилась в серийном производстве. Проектированию и от­ ладке указанных двигателей предшествовали разработки отдельных проектов Ж РД и агрегатов к ним. Так, напри­ мер, в 1940 г. конструкторское бюро разработало проект двухкамерного Ж РД — ускорителя с тягой 2X300 кгс для установки на самолете С-100. Этот двигатель-должен был работать на азотной кислоте и керосине. Подача ком­ понентов топлива предусматривалась от насосного агре­ гата, который приводился в действие от одного из основ­ ных (поршневых) двигателей самолета.

Втом же году был спроектирован азотнокислотный однокамерный Ж РД с тягой в 300 кгс. ТНА этого двига­ теля имел одноступенчатую турбину, редуктор числа оборотов, кислотный, керосиновый и масляный насосы.

В1940 г. для истребителя-перехватчика началась раз­ работка четырехкамерного азотнокислотно-керосинового

ЖРД с тягой 1000—1200 кгс с одним ТНА.

В1942—1943 гг. этот ТНА был построен, но доводка его полностью не проводилась, так как к этому времени было закончено испытание шестеренчатых насосов с при­ водом от основного (поршневого) двигателя.

Для питания проектируемых турбин морских торпед

в 1939—1940 гг. был спроектирован двухкамерный Г-об- разный газогенератор ГГ-3 производительностью 2 кг/с газа с температурой 450° С при давлении 25 ат. Генера­ тор работал на азотной кислоте и керосине, но для сни­ жения температуры газа в продукты сгорания впрыски­

213

валась вода. Все три компонента подавались к генерато­ ру с помощью вспомогательного турбонасосного агрегата.

Во внутреннюю полость камеры сгорания генератора

охлаждалась водой, протекавшей по спиральным ребрам в зарубашечном пространстве камеры и впрыскивавшей­ ся затем в газовый поток на участке соединения камеры сгорания и камеры смешения, которая также охлаж­ далась водой, протекавшей по змеевику. Далее вода из змеевика через центробежные форсунки, поступала во внутреннюю полость камеры смешения; здесь она ис­ парялась, происходило дополнительное снижение темпе­ ратуры генераторного газа и охлаждение стенки камеры смешения.

Вспомогательный ТНА, предназначаемый для пита­ ния генератора, состоял из турбины, которая через шесте­ ренчатый редуктор приводила во вращение рабочие ко­ леса трех ротативных лопастных насосов. Запуск тур­ бины предполагалось осуществить пиростартером с шашкой из пироксилинотротилового пороха. Расход па­ рогаза на привод вспомогательного ТНА составлял 3% от производительности газогенератора; мощность вспо­ могательного ТНА— 15 л. с. при 28600 об/мин; івес ГГ-3 с ТНА — 54 кг. Проект не был осуществлен.

В 1942 г. камера сгорания двигателя РД-1 с насосной подачей проработала без съема со стенда 1 ч 10 мин и послужила прототипом камер сгорания для двигателей ДД-1—РД-3. В 1947 г. была разработана конструкция двигателя РД-4 с питанием от ТНА.

Двигатель РД-1

Однокамерный реактивный двигатель РД-1 предназ­ начался в качестве вспомогательного двигателя — уско­ рителя для самолетов с целью кратковременного улуч­ шения их взлетных, скоростных и высотных характери­ стик.

Расчетные данные РД-1: топливо — азотная кислота (ОСТ-701- 41) и тракторный керосин (ОСТ-6460); максимальная тяга у земли300 кгс; расход топлива на режиме максимальной тяги — 1,5 кг/с; давление в камере сгорания — 22,5 ат; продолжительность непрерыв­ ной работы на максимальной тяге — 30 мин; число оборотов вала на­ сосного агрегата—2000 об/мин; ресурс до первой переборки—45 мин.

Двигатель РД-1 состоял из следующих агрегатов, раздельно монтируемых на самолете: собственно двига­

214

теля (камеры сгорания с агрегатами пуска и управле­ ния), располагавшегося в хвостовой части фюзеляжа или мотогондолы или ів крыльях самолета; насосного агрега­ та, приводимого от основного двигателя самолета либо непосредственно, либо через трансмиссионный вал; блока дроссельных вентилей и магистралей азотной кислоты и керосина. Блок дроссельных вентилей управлялся из кабины летчика, где находились также табло и щиток с приборами управления и контроля.

Система управления режимом работы питалась от бортовых аккумуляторов и баллонов сжатого воздуха. Двигатель допускал до пяти повторных пусков за один полет (лимитировала емкость пускового бачка).

Камера сгорания смонтирована на раме ракетного двигателя вместе со следующими агрегатами: агрегатом пуска, пусковым карбюратором, фильтрами кислотным

икеросиновым, топливными клапанами кислотным и ке­ росиновым и управляющим электромагнитным пневмо­ клапаном. Камера сгорания двигателя состояла из каме­ ры зажигания и собственно камеры сгорания с соплом. Камера зажигания имела разъем; ее передняя половина, оребренная, охлаждалась воздухом, задняя — керосином. Камера сгорания состояла из головки, охлаждаемой ке­ росином, и камеры-сопла, охлаждаемой азотной кисло­ той. Зазор для протока жидкостей выдерживался между контуром рубашек охлаждения головки 'и камеры-сопла

ипрофильными разъемными вкладышами. В средней части головки камеры располагались форсунки азотной кислоты и керосина, центробежные, закрытые, с гидрав­ лически управляемой иглой. Корпусы форсунок изготов­ лены были в основном из стеллита. Материал распыли­

телей кислотных форсунок — стеллит, керосиновых — ЭЖ-2. Топливо, просочившееся через уплотнения форсу­ нок, дренажировалось через запорные клапаны.

Стяжные болты камеры с пружинными шайбами до­ пускали температурные расширения деталей камеры бёз нарушения герметичности соединений. Выходная часть сопла снабжалась сальниковым уплотнительным устрой­ ством, не препятствовавшим температурным перемеще­ ниям сопла относительно рубашки.

Пусковая эфирновоздушная смесь подводилась в ка; меру зажигания через пусковой клапан, керосин — через штуцер в горловине рубашки головки, азотная кислота — через штуцер в горловине рубашки камеры-сопла. На камере сгорания были установлены свеча накаливания,

215

216

Общий вид ракетного двигателя РД-1

пусковой клапан, реле давления, заливочные и запорные вентили.

Авиационное применение Ж РД потребовало создания камеры сгорания с повышенным ресурсом работы, поэтому особое внимание уделялось интенсификации охлажде­ ния. Для изготовления стенок камеры сгорания использо­ вались металлы, обладающие пониженными значениями модуля упругости, коэффициента линейного расширения, коэффициента Пуассона и повышенными значениями коэффициентов теплопроводности и прочности при рабо­ чей температуре. Это в сочетании с малой толщиной стен­ ки и эффективным ее оребрением со стороны, смачива­ емой охлаждающей жидкостью, должно было обеспечи­ вать повышенную стойкость стенок камеры сгорания.

С 1941 г. разрабатывались методы интенсификации теплообмена путем уменьшения толщины пограничного слоя и удаления из него продуктов парообразования и газификации.

Турбулизация пограничного слоя в наиболее напря­ женных участках камеры—в области втекания и в кри­ тическом сечении сопла — достигалась с помощью систе­ мы сверлений в алюминиевом вкладыше сопла, позволяв­ шей через дозирующие жиклеры отбирать компонент пз областей с повышенным давлением.

Насосный агрегат крепился к плите передним флан­ цем. В составном алюминиевом корпусе насосного агре­ гата располагались два валика из нержавеющей стали, сделанные за одно целое с шестернями, нагнетающими азотную кислоту. На шлицы тех же валиков были поса­ жены ведущие шестерни, нагнетающие керосин, а между зубьями кислотных шестерен устанавливался гарантиро­ ванный зазор, исключавший их касание и срабатывание. Каждый валик имел три игольчатых опорных подшипни­ ка и с одного конца — два упорных шариковых подшип­ ника. При этом обеспечивался также гарантированный зазор между корпусом и торцами шестерен насоса окис­ лителя. Уплотнение создавалось графитированиыми ас­ бестовыми сальниками. Просачивающаяся через саль­ ники жидкость отводилась по внутренним сверлениям в полости всасывания насоса. На насосном агрегате были установлены редукционные клапаны, выполнявшие так­ же функции предохранительных клапанов, защищавших тракты от гидравлического удара.

В руководимом В. П. Глушко ОКБ работали С. П. Королев (1942—1946 гг— замглавного конструктора

218