В этот день… №1-02 (16-30 ноября)
Здравствуйте, друзья!
Продолжаем вести наш календарь. Как всегда очередной отрезок истории богат на события. И сложнее всего сделать выбор, что включать в статью, а что отложить до следующего года. 🙂
18 ноября 1931 года. Неудачная попытка запуска ракеты с ЖРД Роберта Годдарда. Роберт Годдард (Robert Goddard, США), первый человек в мире, построивший и успешно запустивший ракету с ЖРД (17.03.1926), продолжал работу и совершенствовал перспективный летательный аппарат. Многие его разработки и технические предложения широко применяются на современных ракетах в разных странах. Так, в конструкции, столь неудачно стартовавшей 18.11.1931 ракеты, впервые была применена 
система наддува баков с топливными компонентами газообразным азотом. Теплоизолированный бак с жидким азотом размещался между камерой ЖРД и кислородным баком. Испарение азота происходило в трубчатом кожухе, охватывающем всю камеру двигателя. Таким образом, азот был не только вытесняющим газом в баках, но и охладителем камеры двигателя. К сожалению, ракета не взлетела — взорвалась камера сгорания. В качестве топливных компонентов использовались жидкий кислород и бензин. На стенде камера работала неплохо. Её технические данные: тяга — 637-755 Н, давление в топливных баках — 1,2-1,4 МПа, время работы — до 19 с.
Использование азота для наддува топливных баков встречается на многих ракетах. Так, двигатели РД-107 и РД-108 в составе турбонасосного агрегата имеют центробежный насос для подачи жидкого азота в спиральный теплообменник, установленный в выхлопном коллекторе турбины. После испарения азот поступает в топливные баки ракеты-носителя.
Снова 18 ноября, но уже 1966 года. Ракетный гиперзвуковой самолет Х-15А-2 (США) достиг рекордной скорости — 6840 км/час (1,9 км/с). Экспериментальный ракетоплан Х-15 разрабатывался с 1955 года. Его основное назначение — аэродинамические исследования в области больших скоростей полёта (до 8 М). Так как ракетный двигатель летательного аппарата имел небольшое время работы (до 90 с), применялся воздушный старт. Х-15 поднимался на высоту порядка 13000 м самолётом-носителем В-52. После этого Х-15 отцеплялся от носителя и, включив ракетный двигатель, набирал скорость и высоту полёта. Было построено несколько ракетопланов, их конструкция изменялась, изменялась и программа исследований. Всего с 1959 до 1967 года было совершено 199 полётов. Пилотов Х-15, достигших в полёте высоты более 80 км, приравняли к астронавтам. За 9 лет испытаний ракетоплан пилотировали 12 летчиков. Один из них — Нейл Армстронг (Neil Armstrong), первый человек, ступивший на поверхность Луны (июль 1969 года).
Наибольшие проблемы при разработке самолетов Х-15А возникли с созданием силовой установки. Проектированием кислородно-аммиачного двигателя XLR-99 с пустотной тягой 310 кН (на земле 253,7 кН) занималась фирма «Риэкшн моторз» (Reaction Motors — подразделение компании Thiokol). Обеспечение требуемых характеристик (масса — 415 кг, повторный запуск, дросселирование тяги — до 40%) существенно задержали его поставку.
Диапазон регулирования тяги от 102,3 кН до 266,9 кН. Внутренняя топливная система ёмкостью 8600 кг дополнялась двумя подвесными баками общей ёмкостью 6123 кг (2724 кг аммиака и 3399 кг кислорода). Топливо сначала расходовалось из подвесных баков, которые потом сбрасывались на парашютах. Время работы двигателя, за счёт подвесных баков, было увеличено до 150 с. Два турбонасосных агрегата, применяемых для привода вспомогательных устройств, работали на продуктах разложения перекиси водорода. Это рабочее тело использовалось также и в реактивной системе управления ЛА, так как на большой высоте аэродинамические рули были бесполезны.
Для наддува топливных баков и продувки полостей двигателя были предусмотрены баллоны со сжатым гелием. Кроме того, в системе охлаждения кабины лётчика использовался жидкий азот.
Для самолётных ЖРД требовался большой ресурс надёжной работы. Поэтому было выбрано не очень калорийное горючее — безводный аммиак. Удельный импульс двигателя на высоте 30000 м — 2705 м/с. Температура продуктов сгорания в камере сгорания — 3010 К.
Камера сгорания трубчатой конструкции была выполнена из 196 трубок из нержавеющей стали диаметром 15 мм и толщиной стенок 0,9 мм. Кроме того, обмотана нержавеющей проволокой, покрытой связующим материалом из эпоксидных смол. Внутри камеры нанесено керамическое покрытие из окиси циркония, толщиной 0,4 мм. Однокомпонентные форсунки установлены в полусферической форсуночной головке. Система охлаждения — регенеративная, в качестве охладителя используется горючее. Давление в камере сгорания — 4,2 МПа. Давление подачи 90% перекиси водорода в газогенератор ТНА — 4,2 МПа (максимальное). 
Температура распада перекиси — 873 К. В газогенераторе используется пакет катализатора из стальных сеток, покрытых серебром. Ресурс катализатора — 1 час. Регулирование тяги осуществляется изменением числа оборотов турбины ТНА (максимальная частота вращения — 217 об/с). В различных источниках приводятся различные технические данные, поскольку двигатель выпускался малой серией в различных модификациях.
На фотографии отчётливо видна характерная особенность конструкции американских ЖРД 50-60 годов — трубчатая камера.
24 ноября 1969 года завершился полёт космического корабля «Аполлон-12» (Apollo-12, США), продолжавшийся 10 дней. Во время этой экспедиции 18 ноября была произведена вторая посадка на поверхность Луны (в районе Океана Бурь). Чарльз Конрад (Charles Conrad) и Алан Бин (Alan Bean) совершили два выхода, во время которых установили комплект научной аппаратуры и посетили автоматический аппарат «Сервейер-3» (Surveyor-3), находившийся в 183 метрах от места посадки лунной кабины. Астронавты собрали 33,9 кг образцов грунта.
Уже на старте ракеты «Сатурн-5» (Saturn-5) дважды возникла аварийная ситуация. Из-за попадания молний в ракету сначала отключились топливные элементы а затем гироскопы системы наведения и навигации корабля встали на упоры. Благодаря грамотным действиям экипажа эти неполадки были устранены.
И ракета-носитель, и все космические аппараты (лунный отсек, служебный отсек, командный отсек) оснащены большим количеством ракетных двигателей различного назначения. Для рассказа обо всех этих ЖРД нужно писать не заметку, а книгу (довольно объёмную). Остановимся только на одном из представителей большого семейства (44 единицы) специальных двигателей, работающих в составе реактивных систем управления (РСУ).
На всех отсеках корабля «Аполлон» РСУ импульсного типа работают на системах подачи топлива под давлением (вытеснительная система) с 2-компонентным самовоспламеняющимся топливом. Полный импульс, создаваемый ЖРД РСУ при одном включении, может быть в пределах от 4 до 250000 Н·с. Некоторые ЖРД РСУ в процессе полёта могут включаться до 10000 раз. РСУ обеспечивает управление кораблём «Аполлон» на всех этапах полёта.
РСУ служебного отсека управляет кораблём после его отделения от третьей ступени, на траектории полёта Земля-Луна, при выходе на орбиту искусственного спутника Луны (ИСЛ), после отделения лунного корабля управляет основным блоком (командный и служебный отсеки) на орбите ИСЛ и на траектории возвращения основного блока к Земле.
РСУ лунного корабля осуществляет управление при посадке на Луну, при взлёте второй ступени лунного корабля с Луны, во время встречи и стыковки с основным блоком.
РСУ командного отсека управляет процессом входа в атмосферу после отделения командного отсека от служебного. РСУ служебного отсека и лунного корабля кроме управления ориентацией могут осуществлять поступательные перемещения по всем трём осям. РСУ командного отсека управляет только ориентацией. РСУ могут работать в автоматическом режиме от цифрового автопилота (ЦАП) или в режиме ручного управления астронавтом.
Главное требование при разработке двигателей РСУ (и не только) — высокая степень надёжности. Поэтому предпочтение отдавалось простым техническим решениям. Например, невысокие уровни внутрикамерного давления и, связанный с этим выбор вытеснительной системы подачи топливных компонентов, отсутствие проточного охлаждения, применение самовоспламеняющихся компонентов, обязательное резервирование систем.
ЖРД РСУ командного отсека с тягой 413,6 Н и абляционным охлаждением работают на монометилгидразине и N₂O4. Квазиустановившееся давление в камере сгорания 1,05 МПа, вес ЖРД — 4,08 кг. ЖРД работают главным образом в импульсном режиме, но могут использоваться и в режиме постоянной установившейся тяги. Два топливных инжекторных клапана управляют подачей горючего и окислителя.
РСУ командного отсека состоит из двух независимых систем. Каждая из систем имеет по 6 ЖРД, самостоятельную систему наддува баков и подачи топлива. В качестве рабочего тела вытеснительной системы используется гелий, поступающий в баки топливных компонентов под давлением 2 МПа.
Известны случаи выхода из строя части двигателей системы управления во время полёта кораблей «Аполлон», но резервные элементы позволяли выполнить все необходимые манёвры в космическом пространстве.
ЖРД систем управления — это, как говорится, особая тема. И мы обязательно будем возвращаться к ней.
25 ноября 1933 года был произведён первый пуск ракеты ГИРД-Х с ЖРД, работающем на жидком кислороде и этиловом спирте. Это второй, условно успешный запуск ракеты с ЖРД в Советском Союзе.
ГИРД — группа изучения реактивного движения, созданная осенью 1931 года как общественная организация при Бюро воздушной техники Осоавиахима. Возглавил её Фридрих Артурович Цандер — один из пионеров ракетной техники. Ракета ГИРД-Х и двигатель для неё проектировались под руководством Ф. А. Цандера. Руководитель ГИРДа был человеком чрезвычайно увлечённым идеей межпланетных перелётов. В конструкции своей ракеты Ф. А. Цандер пытался воплотить свои предложения, значительно опередившие время. Так, он предлагал сжигать металлические части использованной самолётной ступени межпланетного корабля в камере ЖРД (предложение 1911 г.). Ракета ГИРД-Х была одноступенчатой, но Цандер пытался заставить её работать ЖРД на металле и кислороде. Результат, разумеется, был отрицательным. Его ближайшие помощники — Л. К. Корнеев и А. И. Полярный тщетно пытались отговорить Фридриха Артуровича от преждевременного воплощения остроумной идеи. Кстати, проблема сгорания металлов в камерах сгорания ЖРД, до сих пор не решена и идея Цандера не воплощена ни в одном ЖРД. После безвременной кончины Ф. А. Цандера (28.03.1933), Корнеев и Полярный переработали конструкцию двигателя и ракеты, что позволило изготовить её и запустить в 1933 году.
ЖРД работал на жидком кислороде и водном растворе этилового спирта. Именно такие компоненты были применены на немецкой ракете «Agregat-4» (Фау-2). Охладитель камеры — кислород. Он подводился в рубашку охлаждения в районе сопла. Система подачи топливных компонентов — вытеснительная. В качестве газа наддува использовался азот. На два года позже Годдарда, но совершенно независимо от него. Законы физики одинаковы для всех. Стартовая масса ракеты — 29,5 кг, тяга двигателя — 0,7-0,8 кН, давление в камере сгорания — 0,8-1,0 МПа, удельный импульс — 1587-1715 м/с.
В первом полете нарушилось крепление двигателя и ракета упала в 150 м от старта, поднявшись всего на 80 м. Именно поэтому пуск можно считать условно успешным. Но, с другой стороны, ракеты с ЖРД в 1933 году создавались и запускались только в трёх странах мира — США, Германии и СССР. Это был неизбежный этап развития новой техники и готовых решений никто предложить ещё не мог.
В первой бригаде ГИРДа, занимавшейся созданием ракеты ГИРД-Х трудились также Л. С. Душкин, Е. К. Мошкин и ряд других инженеров, техников и рабочих, без самоотверженной работы которых не появилась бы на свет не только эта ракета, но и ракетная промышленность СССР.
27 ноября 1963 года — второй пуск ракеты «Атлас-Центавр» (Atlas-Centaur, США). Ракета-носитель «Атлас» интересна своей необычайной схемой — это, так называемая, полутораступенчатая ракета. К 1963 году она уже не была новинкой и использовалась вначале как межконтинентальная баллистическая ракета (МБР), а затем её чаще применяли в качестве ракеты-носителя. Но сегодня речь пойдет о её третьей ступени — «Центавр». Вес ступени — около 17 тонн. Она оснащалась двумя ЖРД с суммарной тягой 133,4 кН. Именно на «Центавре» впервые применено топливо жидкий кислород и жидкий водород. О преимуществах такой топливной пары ещё в 1903 году писал К. Э. Циолковский. Но кроме несомненного преимущества (высокое значение удельного импульса), два криогенных компонента на борту летательного аппарата означают существенные технологические и эксплуатационные неудобства.
В США эксперименты с ЖРД, работающими на водороде и кислороде велись с середины 40-х годов ХХ века. В 1949 году начались огневые стендовые испытания опытных двигателей. На ступени «Центавр» стояли уже серийные двигатели фирмы «Пратт-Уитни» (Pratt & Whitney) RL10A-3. Конструкция камеры — типичная для американских ЖРД. Камера изготовлена из 360 трубок из нержавеющей стали c толщиной стенок — 0,28 мм. Система охлаждения — регенеративная, охладитель — жидкий водород. Топливные компоненты поступают в камеру сгорания через двухкомпонентные соосные форсунки, которые располагаются на головке камеры концентрично.
Основные технические характеристики двигателя: тяга — 66,72 кН, удельный импульс — 4227 м/с, время работы — 240 с, масса двигателя — 127 кг, давление в камере сгорания — 2,07 МПа. Система подачи топлива — турбонасосная. В составе ТНА предусмотрена двухступенчатая турбина с парциальным подводом газа. Её мощность — 500 кВт, частота вращения ротора турбины и насоса горючего — 504 об/с. Насосы топливных компонентов — центробежные с преднасосами. Водородный насос — двухступенчатый, обеспечивающий давление подачи 7 МПа.
Интересно, где и как потеряли почти 5 МПа на пути от ТНА в камеру сгорания? Дело в том, что RL10A и все его модификации выполнены по так называемой безгенераторной схеме, которая реализует экспандер цикл. Весь расход водорода поступает в рубашку охлаждения камеры. Нагреваясь, водород испаряется и поступает на лопатки турбины ТНА при температуре 203 К. После турбины газообразный водород попадает в камеру сгорания двигателя. В перепускной магистрали вокруг турбины установлен клапан, изменяющий мощность турбины для поддержания необходимого уровня давления в камере сгорания. Для управления вектором тяги двигателя предусмотрено его крепление к ракете с помощью карданного подвеса. Камера ЖРД может отклоняться в двух взаимно перпендикулярных плоскостях гидроприводами, насос которых приводится от вала ТНА. Соотношение компонентов топлива регулируется в пределах 10% регулятором, установленным в магистрали окислителя.
Привод насоса окислителя, как это видно на схеме, осуществляется от вала турбины через шестерённую передачу. Частота вращения насоса окислителя — 202 об/с. Шестерни и подшипники ТНА работают без смазки и охлаждаются газообразным водородом. В конструкции ТНА предусмотрены графитные уплотнения. Наддув баков топливных компонентов осуществлялся гелием.
Ступень «Центавр» использовалась для выведения в космос самых разнообразных беспилотных летательных аппаратов. В частности, с её помощью, запускались автоматические лунные станции «Сервейер». К 2000 году число изготовленных двигателей RL10 достигло 380, с их помощью было осуществлено более 120 запусков, в том числе и первых автоматических аппаратов, улетевших за пределы солнечной системы «Пионер-10» (Pioneer-10) и «Пионер-11» (Pioneer-11).
Послесловие.
Разумеется, перечислены далеко не все события в ракетно-космической технике, которые происходили в месяце ноябре. Не упомянули мы принятие на вооружение ракеты УР-100, старт третьего экипажа американской орбитальной станции «Скайлэб» (Skylab) и многое-многое другое. Продолжение непременно последует!
При подготовке материала были использованы следующие источники:
- Космонавтика. Маленькая энциклопедия. — М.: «Советская Энциклопедия», 1968.
- Двигатели 1944-2000 авиационные, ракетные, морские, промышленные. — М.: «АКС-Конверсалт», 2000.
- К. Гэтланд и др. Космическая техника. — М.: «Мир», 1986.
- И. Н. Бубнов. Роберт Годдард 1882-1945. — М.: «Наука», 1978.
- Иностранные авиационные и ракетные двигатели (по данным иностранной печати). Институт им. П. И. Баранова, 1964.
- Л. Корнеев. Начало космической эры «Техника-молодежи». — 1962, №№ 6, 8, 9, 12.
- Martin J.L. Turner Rocket and spacecraft propulsion (second edition). Springer. — 2005.
- George P. Sutton, Oscar Biblarz. Rocket propulsion elements (seventh edition). John Wily@sons, inc. — 2001.
| « | В этот день… №1-01 (1-15 ноября) | В этот день… №1-03 (1-15 декабря) | » |
