В этот день… №1-03 (1-15 декабря)



Александр ГрищенкоЗдравствуйте, уважаемые друзья!
Новый месяц — новые события. В первой половине декабря их тоже не мало. Надеюсь, будет интересно.

 
 
 
 

3 декабря 1963 года был выполнен первый успешный пуск межконтинентальной баллистической ракеты (МБР) Р-36 с наземного старта (СССР). Тяжелая двухступенчатая МБР Р-36 была разработана под руководством М. К. Янгеля в КБ «Южное». В целях повышения боеготовности на ракете применялась ампулизация топливных баков. Самовоспламеняющиеся РД-251: ЖРД первой ступени МБР Р-36топливные компоненты (несимметричный диметилгидразин и четырёхокись азота) могли находится в топливных баках ракеты до 7,5 лет. Ракета Р-36 обладала большим модернизационным потенциалом, что позволило на её базе создать боевые комплексы третьего поколения с МБР Р-36М УТТХ и Р-36М2. Кроме того, на базе Р-36 было разработано и широко использовалось семейство ракет-носителей (РН) «Циклон-2/3».

На первой ступени ракеты Р-36 было установлено 3 двухкамерных ЖРД РД-251 Ракета-носитель «Циклон-2»разработки ОКБ-456 (под руководством В. П. Глушко).

Основные технические данные двигателя:
тяга у земли – 2,364 МН; давление в камере сгорания – 8,33 МПа; удельный импульс у земли – 2649 м/с; время работы – 120 с; соотношение компонентов топлива – 2,6; система подачи топливных компонентов – турбонасосная; генераторный газ – восстановительный.

Первая ступень конверсионной версии Р-36 – «Циклон-2» оснащалась тремя двухкамерными ЖРД РД-261 с примерно такими же техническими характеристиками. Ракета-носитель «Циклон-2» отличалась высокой надёжностью: по состоянию на 31.12.2000 г. было проведено 102 пуска и все безаварийные. Аналогичным путём переделки МБР в РН шли и конструкторы в США.


 

4 декабря 1965 года осуществлён старт космического корабля «Джемини-7» (Gemini-7, США). В марте 1965 года начались полёты двухместных пилотируемых космических кораблей (КК) серии «Джемини», предназначенных, прежде всего, для отработки операции поиска, сближения и стыковки на околоземной орбите. Это был необходимый этап подготовки к высадке человека на Луне. В отличие от космических кораблей-спутников предыдущей серии «Меркурий» (Mercury, США), «Восток» и «Восход» (СССР), на новых кораблях имелась двигательная установка (ДУ) для сближения на орбите с другим космическим летательным аппаратом. В состав ДУ входило 32 ЖРД, работавших на самовоспламеняющихся топливных компонентах — гидразин (горючее) и четырёхокись азота (окислитель). Запас топлива, в зависимости от полётного задания, мог быть от 180 до 427 кг. Кроме того, имелось 4 ракетных двигателя твердого топлива (РДТТ), выполнявших функции тормозных двигателей для спуска на Землю. Эти РДТТ можно было использовать на старте или на активном участке выведения в качестве спасательной системы корабля.

Модель космического корабля «Джемини»Устройство КК «Джемини» включало в себя герметичную кабину экипажа и негерметичный отсек оборудования и тормозных двигателей. Впервые были применены водородно-кислородные топливные элементы как основной источник электроэнергии на борту корабля. В СССР это было сделано на 7 лет позже. Впервые для решения навигационных задач КК оснащался бортовым компьютером. Система жизнеобеспечения КК «Джемини» была рассчитана на 14 суток.

Для вывода КК «Джемини» на орбиту использовались двухступенчатые ракеты-носители «Титан-II» (Titan-II). Ракета была создана на базе МБР «Титан». Конструкторы пошли традиционным путём переделки боевой ракеты в ракету-носитель. Это было характерно для первого этапа космической гонки СССР и США. Достаточно вспомнить ракеты Р-7, «Циклон-2/3» (СССР) и «Атлас» (Atlas, США). «Боевое» прошлое «Титана» проявлялось, прежде всего, в используемых топливных компонентах – четырёхокись азота и аэрозин-50 (смесь 50% по весу несимметричного диметилгидразина и гидразина). Применение столь токсичных компонентов позволило надёжно решить проблему воспламенения в камерах сгорания ЖРД как на первой ступени, так и на второй. Первая ступень ракеты «Титан-II» оснащена двумя ЖРД Aerojet General LR87-AJ-5 с суммарной тягой 1,912 МН.

Блок ЖРД LR87-AJ-5 на подмоторной рамеКамера двигателя устанавливается шарнирно, что позволяет управлять направлением вектора тяги по тангажу и рысканию. Для управления по крену используется выброс отработанного генераторного газа через реактивные сопла. Камера сгорания выполнена из 160 трубок нержавеющей стали, которые затем разветвляются на 320 трубок, образующих выходную часть сопла. Корпус камеры усилен бандажами и проволочной обмоткой. Система охлаждения – регенеративная. Подача самовоспламеняющихся компонентов – турбонасосная. Газогенератор привода турбины ТНА работает на основных компонентах. Генераторный газ – восстановительный. ТНА состоит из двухступенчатой осевой турбины и насосов горючего, окислителя и масляного насоса смазки и охлаждения редуктора. Кинематическая схема – редукторная с четырьмя индивидуальными валами турбины и насосов.

Основные технические характеристики двигателя: тяга – 956 кН (на уровне земли); давление в камере сгорания – 6,9 МПа; удельный импульс у земли – 2533 м/с; сухая масса двигателя – 734 кг; время работы – 155 с. Наддув баков осуществлялся отработанным генераторным газом (бак горючего) и подогретым в теплообменнике генераторного газа окислителем (бак окислителя). Интересно, что предшествующая модификация двигателя LR87-AJ-3 работала на топливных компонентах жидкий кислород и керосин RP-1.
ПГС ДУ первой ступени РН «Титан-II» с ЖРД LR87-AJ-5Несмотря на столь сложную схему ТНА и выбор токсичных компонентов все 10 пилотируемых полётов КК «Джемини» закончились благополучно, но не всегда успешно. Что касается полёта «Джемини-7» с астронавтами Ф. Борманом (F. Borman) и Дж. Ловеллом (J. Lovell), то они установили рекорд пребывания в космосе (330 часов), сближались с «Джемини-6А» (экипаж У. Ширра (W. Schirra) и Т. Стаффорд (Th. Stafford)), запущенным 15 декабря 1965 года на расстояние 1,8 м, что также было рекордом, поскольку совместный полёт советских КК «Восток-3» (А. Николаев) и «Восток-4» (П. Попович) проходил на расстоянии 5 км друг от друга. Рекорд продолжительности полёта «Джемини-7» был побит в 1970 году (КК «Союз-9»).

Ракета-носитель «Титан-IV»Следующая модификация РН «Титан-III» рассматривалась как средство выведения космического аппарата многократного применения «Дайна Сор» (Dyna Soar – Dynamic Ascent and Soaring Flight – динамический набор высоты и планирование). Позднее известный под индексом Х-20 аппарат «Дайна Сор» представлял собой планер длиной 10,7 м с небольшим треугольным крылом, плоской нижней поверхностью, двухкилевым вертикальным оперением на концах крыла и скруглённым носком. Он должен был запускаться на орбиту, входить в атмосферу после ракетодинамического манёвра торможения, совершать планирующий полёт и горизонтальную посадку.

Начатая в 1958 году программа ВВС США «Дайна Сор», была прекращена в 1963 году как лишняя в свете программы пилотируемых космических кораблей НАСА. Будучи развитием гиперзвукового планера Х-15 (см. обзор №1-02 16–30.11.2015, обзор №2-32 11–20.11.2017), аппарат «Дайна Сор» стал прототипом более поздних экспериментальных бескрылых самолётов, т.н. «несущих корпусов, которые поспособствовали созданию системы «Спейс Шаттл» (Space Shuttle).

В 1989 году появилась следующая модификация РН «Титан». РН семейства «Титан» использовались до 2005 года.


 

7 декабря 1972 года состоялся старт последней экспедиции на Луну «Аполлон-17». О двигателях первой ступени РН «Сатурн-5» мы уже говорили в обзоре №1-01 01–15.11.2015. Вторая ступень оснащалась пятью ЖРД J-2 фирмы «Рокетдайн» (Rocketdyne), работавшими на криогенных топливных компонентах – жидком водороде и жидком кислороде. На третьей ступени ракеты-носителя размещался один двигатель J-2. Камера сгорания и сопло были изготовлены из стальных трубок. Система охлаждения – регенеративная. Охладителем является горючее, которое подводится в рубашку сопла в сечении со степенью уширения, равной 12, проходит по ЖРД J-2 II и III ступеней РН «Сатурн-5»180 трубкам до кольцевого трубопровода на срезе сопла и затем по 360 трубкам подаётся к форсуночной головке. Огневое днище форсуночной головки выполнено пористым. Давление горючего на входе в рубашку камеры более 5,5 МПа, температура на выходе из рубашки – 111 К. Камера устанавливается шарнирно и отклоняется на угол 10° во всех направлениях. В среднюю часть сопла (см. схему) через 180 отверстий треугольной формы, образованных трубками охлаждения перед кольцевым входным трубопроводом для жидкого водорода, вводятся отработанные генераторные газы турбин ТНА с целью использования их остаточной энергии для создания тяги.

В двигателе используются два ТНА одновальной конструкции безредукторной схемы. Генераторный газ вначале поступает в двухступенчатую турбину водородного насоса, а затем в двухступенчатую турбину кислородного насоса. Такая схема обеспечивает максимальный КПД турбины и эффективную синхронизацию работы насосов. Водородный насос – осевой, семиступенчатый, работает при частоте оборотов более 25000 об/мин. Подшипники смазываются жидким водородом, расход которого на каждый подшипник – 37,8 л/мин. Кислородный насос – центробежный и работает при 6000 об/мин. Подшипники смазываются кислородом (расход – 75,6 л/мин). Газогенератор работает на основных компонентах топлива с избытком горючего. Система зажигания – с искровым воспламенителем.
Схема камеры ЖРД J-2
Основные технические данные двигателя: тяга в пустоте – 1023 кН; удельный импульс в пустоте – 4168 м/с; время работы – 480 с; масса конструкции – 1567 кг; кратность включения – 2.

Двигатель первой ступени РН «Сатурн-5», работавший на керосине и жидком кислороде, имел другую систему запуска. Для начального воспламенения топлива использовалось пусковое горючее – триэтилалюминий, которое самовоспламенялось при контакте с жидким кислородом. Применение такого способа зажигания в камере ракетного двигателя было предложено почти на тридцать лет раньше первого полета РН «Сатурн-5».


 

8 декабря 1933 года было зарегистрировано заявочное свидетельство будущего академика В. П. Глушко (СССР) на способ автоматического зажигания в реактивном двигателе. Предлагался способ зажигания с применением самовоспламеняющейся от соприкосновения с окислителем жидкости, помещённой в камере, включённой между топливным баком и камерой двигателя, либо в трубопроводах, соединяющих топливные баки с камерой сгорания.

Схема системы химического зажиганияТрудно сказать, известно ли было американским разработчикам изобретение В. П. Глушко. Законы развития техники одинаковы для всех и, скорее всего, реализация способа химического зажигания в двигателе F-1 являлась достижением американских конструкторов и их немецких консультантов. Удивительно, но только в начале ХХI века на модификациях ЖРД РД-107 и РД-108 (14Д22 и 14Д21) была отработана система химического зажигания.

Двигатели РД-107 и РД-108 создавались в 1953-1957 годах специалистами ОКБ-456 под руководством В. П. Глушко. Воспламенение в камерах этих двигателей осуществлялось устройствами стартового комплекса.


 

9 декабря 1946 года состоялся первый полёт с использованием двигателя экспериментального самолета Х-1 (США). Это был первый из «Иксов» — летательных аппаратов, предназначенных для исследования различных аспектов полётов с большими скоростями на больших высотах.
Ранняя модификация экспериментального самолета «Белл» Х-1Проект ракетоплана «Белл» (Bell) Х-1 был предложен в декабре 1944 года. Предусматривалось размещение пилота в герметичной кабине. В качестве топлива для ЖРД предусматривалось использование популярной в 30-40-е годы ХХ века пары – жидкого кислорода и этилового спирта. Первоначально самолёт был рассчитан на взлёт с поверхности земли. Позднее, для взлёта был приспособлен самолёт-носитель В-29. Носитель поднимался на необходимую высоту, затем Х-1 отцеплялся от носителя и совершал горизонтальный полёт или полёт с набором высоты с включенным ракетным двигателем. Самолёт оснащался ЖРД 6000-С4-2 (он же LR8-RM-6, в некоторых источниках XLR11-RM-5), спроектированным отделением «Риэкшн моторз» (Reaction Motors) компании Тиокол (Thiokol).

Самолетный ЖРД 6000-С4-2 / LR8-RM-6 / XLR11-RM-5На ракетоплане Х-1 ЖРД использовал вытеснительную систему подачи (газ вытеснения – азот). Начиная с модификации Х-1А перешли на использование турбонасосной системы подачи топливных компонентов. Двигатель состоял из четырёх камер. Давление подачи топливных компонентов – 2,16 МПа. Камеры двигателя были охлаждаемыми (регенеративная система охлаждения). В качестве охладителя применялось горючее. Воспламенение компонентов в камере сгорания – электроискровое. Тяга могла изменяться в пределах от 6670 Н до 26680 Н. Дросселирование тяги происходило ступенчато, за счет отключения или подключения камер.

12 декабря 1953 года майор Игер совершил полёт на варианте ракетоплана Х-1А, достигнув скорости полёта 2,5 М (2655 км/ч) на высоте 21000 м. В 1954 году была достигнута высота полета 27450 м. Программа экспериментального самолета Х-1 была завершена в 1958 году, когда разворачивалась программа Х-15 (см. обзор №1-02 16–30.11.2015).


 

При подготовке материала были использованы следующие источники:

  1. Космонавтика. Маленькая энциклопедия. – М.: «Советская Энциклопедия», 1968.
  2. К. Гэтланд и др. Космическая техника. – М.: «Мир», 1986.
  3. Иностранные авиационные и ракетные двигатели (по данным иностранной печати). Институт им. П. И. Баранова, 1967.
  4. Rocket aircraft, USA by Erik Bergaust. G.P.Putnam’s Sons, 1961.
  5. Martin J.L. Turner. Rocket and spacecraft propulsion (second edition). Springer, 2005.
  6. Ганин А. А., Каторгин Б. И., Фатуев И. Ю., Чванов В. К. Повышение устойчивости рабочего процесса энергетических характеристик ЖРД РД-107, РД-108 путём внедрения новой форсуночной головки. Вестник СамГУ – естественнонаучная серия, 2003. Второй спец. выпуск.
  7. А. В. Амброжевич. Развитие транспортных систем с ЖРДУ. – Харьков: Рукопись, 2007.
  8. Дж. Хэмфрис. Ракетные двигатели и управляемые снаряды. – М.: «Издательство иностранной литературы», 1958.
  9. В. П. Глушко. Путь в ракетной технике 1924-1946. – М.: «Машиностроение», 1977.

 


« »



Оставьте свой комментарий

Вы должны быть авторизованы чтобы оставлять комментарии.

Рейтинг@Mail.ru