В этот день… №2-34 (1-10 октября)



Александр Грищенко Поздравляем всех причастных и непричастных с шестидесятилетием запуска первого искусственного спутника Земли! Это эпохальное событие, которое приближали учёные, инженеры и техники многих стран. Мир после четвёртого октября 1957 года стал другим. Большой вклад в это внёс Советский Союз.
 

 
 
2 октября 1930 года Зарегистрировано заявочное свидетельство В. П. Глушко №76950/5177 «Горючее для реактивных двигателей» (СССР).

Изобретение Валентина Глушко, на которое он получил патент №968, подтверждает авторство будущего академика, впервые предложившего в 1930 году для ракетных двигателей бериллий как горючее, добавляемое в диспергированном виде в жидкое ракетное топливо с целью повышения эффективности ракетных топлив.

Ещё в 1924 году Фридрих Артурович Цандер разработал проект межпланетного корабля. Его конструкция представляла собой комбинацию ракеты и самолёта с крыльями, поршневым двигателем и ЖРД. В плотных слоях атмосферы должен был работать самолётный двигатель, в верхних слоях атмосферы включался ЖРД, а ставшие ненужными металлические части (крылья, хвостовое оперение, поршневой двигатель) втягивались в корпус ракеты, расплавлялись и сжигались, вырабатывая дополнительную энергию. Дальше весьма фантастического проекта (не только по тем временам) Цандер не продвинулся и конкретных оценок различных металлов как ракетного горючего не проводил.

В. П. Глушко (1931)Валентин Петрович Глушко в своей первой научной работе «Металл как взрывчатое вещество» предлагал использовать металлы как рабочее тело электроракетного двигателя космического корабля, использующего для полёта солнечную энергию (1929) (обзор №2-17 11–20.04.2017). В своём заявочном свидетельстве В. П. Глушко сравнивал различные металлы и металлоиды, которые можно использовать в качестве горючих. Правда, сравнение проводилось только по теплотворной способности. Такой подход может дать в некоторых случаях ошибочный результат. Необходимо учитывать, кроме теплотворной способности, также и следующие условия: малое число атомов в молекулах продуктов сгорания, малую молекулярную массу в продуктах сгорания и максимальную долю газов в продуктах сгорания.

Будущий академик предложил жидкие или коллоидные твёрдые топлива для реактивных двигателей с применением твёрдых примесей, которые вводятся в топливо в состоянии измельчения, достаточном для образования коллоидального раствора. В качестве примесей для образования такого раствора были предложены бериллий, бор, алюминий, магний, кремний.

Основные параметры реакций горючих элементов с жидким кислородом

Горючий элемент Молекулярная масса окисла Температура плавления окисла, °С Температура кипения окисла, °С Теплотворная способность, кДж/кг Идеальный удельный импульс, м/с
Водород 18,016 0 100 12700 3920
Литий 29,88 1300 1700 19700 3630
Бор 69,64 450 2150 18200 2840
Алюминий 101,94 2050 2980 15900 2550
Бериллий 25,02 2500 3900 22200 2730

 
Фридрих Артурович Цандер (1877-1933)Вот уже полвека во многих учебниках по ЖРД металлы описываются как перспективные горючие, но реальных конструкций двигателей (кроме экспериментальных) как не было, так и нет. Дело в том, что параметры продуктов горения металлов обладают высокой температурой кипения, что делает возможным наличие конденсированной фазы, находящейся в сопле двигателя. Окислы ряда элементов имеют высокую молекулярную массу и большое число атомов, что обусловливает относительно невысокий термический к.п.д. и поэтому сравнительно небольшой удельный импульс при высоком значении теплотворности. Применение таких металлов эффективно в сочетании с другими горючими элементами (особенно с водородом), продукты окисления которых обладают благоприятными термодинамическими характеристиками, что позволяет удачно сочетать высокие значения теплотворности и термического к.п.д. и в целом может дать большой удельный импульс.

Например, композиция бериллий-водород-кислород может обеспечить удельный импульс выше импульса для топлива бериллий-кислород в 1,7 раза, а композиция литий-водород-фтор превосходит топливо литий-фтор в 1,2 раза. Композиции такого типа, как показывают расчёты, способны обеспечить наиболее высокие удельные импульсы ракетных двигателей на химическом топливе.

Когда же появятся такие двигатели? Только когда получится достаточно тонко измельчать металлы и получать однородный состав жидкого горючего, которое можно хранить достаточно долго (хотя бы в течение суток). Кроме того, нужно обеспечить равномерную подачу такого горючего в камеру сгорания и необходимое соотношение компонентов в ней. Насколько удобно использовать такой компонент в качестве охладителя конструкции камеры? Все эти проблемы требуют своего разрешения.


 

3 октября 1957 года – запуск ракеты «Фарсайд» (Farside, США).

Проблемы старта ракетных летательных аппаратов, имевших низкую тяговооружённость, решалась в 40-е годы ХХ столетия различными способами. Мы уже рассказывали о стартовой ракетной тележке ракетоплана Эйгена Зенгера (обзор №2-33 21–30.09.2017).

А в США эту проблему попытались решить с помощью летательного аппарата легче воздуха. Концепция «Рокун» (ракета на воздушном шаре) была предложена М. Льюисом (M. Lewis), С. Сингером (S. Singer) и Дж. Халворсоном (J. Halvorson) в процессе проведения экспериментальных пусков ракет «Аэроби» (Aerobee) с корабля ВМС США. Основная идея состояла в том, чтобы поднять зондирующую ракету в верхние слои атмосферы на высотном воздушном шаре. При достижении необходимой высоты, ракета стартовала по радиосигналу или автоматически, прорываясь вверх прямо сквозь оболочку шара.

Пролёт ракеты сквозь аэростат (фото из журнала «Life», 1957)Вскоре данная концепция получила «космическое» развитие. Майк Фостер (Mike Foster), Курт Стелинг (Kurt Stehling) и Раймонд Миссерт (Rimond Missert) на Международном конгрессе по астронавтике в Риме в 1956 г. предложили применить для исследования околоземного пространства трёхступенчатую твердотопливную ракету, осуществив её запуск на высоте 21 км с гигантского аэростата «Скайхук» (Skyhook) ёмкостью 112 тысяч кубических метров.

Чуть позже те же специалисты предложили «Высотный запуск малого орбитального носителя» (High-Altitude Launching of Small Orbit Vehicle) с аэростата объёмом 85 тысяч кубических метров на высоте 24-32 км. Первая ступень – связка четырёх ракетных двигателей твёрдого топлива (РДТТ) тягой 267 кН и массой 5440 кг – должна была работать 7-8 с, создавая начальное ускорение 9 единиц. Вторая ступень – жидкостная, массой 567 кг; тяга ЖРД – 17,7 кН в течение 80 с. РДТТ третьей ступени развивал тягу 8,8 кН в течение 20 с. По проекту РН могла вывести спутник массой 22,7 кг на орбиту с перигеем 320 км.

Концепция «Рокун» эволюционировала в проект «Фарсайд» (Farside – обратная сторона Луны). Заказчиком выступил Научно-исследовательский отдел ВВС США (Air Force Office of Scientific Researche), исполнителем работ – фирма Аего-nutronic Systems, Inc. (филиал фирмы «Форд мотор»), разработчиком научных приборов – Университет шт. Мэриленд. Кстати, приборы разрабатывали студенты университета под управлением доктора Ф. Сингера.

На первом этапе предполагалось поднять полезный груз (ПГ) на высоту порядка одного радиуса Земли (~6370 км). Для этого «носовой конус» должен был достичь скорости более первой космической. ПГ имел массу 1,4-3,6 кг и содержал набор датчиков, замкнутых на телеметрический передатчик.

Макет ракеты «Фарсайд-1»Ракета «Фарсайд-1» представляла собой четырёхступенчатую комбинацию из десяти РДТТ, которая поднималась для запуска аэростатом «Скайхук» объёмом 106 тысяч кубических метров на высоту свыше 30 км. Предполагалось, что максимальная высота, достижимая ракетой составит 6–8 тыс. км, конечная скорость – 7,5 км/с, время разгона – 26 с, (в том числе активный полёт 8 с).

Носитель собирался из имеющихся в распоряжении и опробованных в полете РДТТ. Первая ступень – четыре двигателя ХМ-19 «Рекрут» (Recruit) фирмы «Тиокол» (Thiokol), вторая ступень – один Recruit, третья ступень – четыре РДТТ типа ASP фирмы Grand Central Rocket (доработка неуправляемой зенитной ракеты Loki), четвертая ступень – один ASP. Кстати, РДТТ ХМ-19 «Рекрут» применялся также на ракетах «Литл Джо», Х-17, «Аргус» и «Астроби».

Связка четырёх ступеней длиной 7,3 м и максимальным поперечником 0,46 м крепилась в лёгком трубчатом станке простой конструкции, который позволял ракете стартовать вертикально – прямо сквозь оболочку аэростата. По замыслу разработчиков, короткое время работы РДТТ уменьшало гравитационные потери (по расчётам, более чем на порядок); оборотная сторона – огромные перегрузки, характерные для боевых реактивных снарядов. Первые две ступени ракеты имели аэродинамические стабилизаторы, последние две стабилизировались закруткой. Первая ступень должна была сообщить ракете скорость 1,55 км/с за 1,5 с работы двигателей. Через несколько секунд после отделения первой ступени начинал работать двигатель второй ступени, который увеличивал скорость ракеты до 3 км/с. С помощью третьей ступени скорость ракеты доводилась до 4,9 км/с. Двигатель четвёртой ступени прекращал работу на высоте 120 км, и далее начинался свободный полёт ракеты. Общее время разгона ракеты 26 с, в том числе активный полёт 8 с, а остальное время – полёт по инерции. При обратном входе в атмосферу ракета сгорала. На четвёртой ступени ракеты находился контейнер весом около 1,6 кг, длиной 15 см и шириной 10 см с приборами и миниатюрным (для 50-х годов) радиопередатчиком.

Кроме проверки способа старта с аэростата, задачами проекта «Фарсайд» являлись исследование интенсивности уменьшения магнитного поля Земли, измерение уровня интенсивности космических лучей, определение местонахождения частиц, составляющих полярное сияние, и фиксация наличия метеорной пыли в ближнем космосе.

Всего ВВС США заказали шесть ракет «Фарсайд» общей стоимостью около 1 млн. долл.

Подвеска ракеты «Фарсайд-1» к воздушному шаруВ июле 1957 г. первый аэростат с макетом ракеты «Фарсайд-1», стартовав из Калифорнии, совершил высотный дрейф через все Соединённые Штаты, поднявшись на высоту свыше 30 км. 25 сентября аналогичный шар взмыл уже со штатной РН с полигона испытательной базы Эниветок. Поднявшись на 20 км, он по неизвестным причинам рухнул вниз и утонул вместе с ракетой в Тихом океане.

Вторая зачётная попытка по странной иронии судьбы почти совпала с запуском Первого спутника. Но, если для СССР день 4 октября 1957 г. отмечен всемирным триумфом, то американцы потерпели с «Фарсайдом» поражение: аэростат и на этот раз не достиг заданной высоты. Поднявшись на 27 км, он стал медленно, но неуклонно снижаться. На высоте 21 км был послан радиосигнал в систему зажигания ракеты. Последняя, рванувшись вверх через оболочку аэростата, сбилась с курса. Сработали только первые две ступени, достигнутая высота составила 800 км. Приборы в «носовом конусе», очевидно, вследствие высоких перегрузок, оказались неработоспособны.

Новая попытка запуска была предпринята 7 октября. Однако из-за короткого замыкания в пусковом механизме ракеты она стартовала преждевременно на высоте 18 км. Вновь сработали лишь первые две ступени. По измерениям наземного радиолокатора, была достигнута высота 645 км. ПГ вновь оказался повреждён, и ни один радиосигнал с него на Землю не поступил.

Крепление ракеты к аэростату (фото ВВС США, 25.10.1957)Четвёртый аэростат разрушился 11 октября при прохождении холодных слоёв атмосферы — на высоте 30 км лопнула его обледеневшая оболочка.
Пятый аэростат, запущенный 19 октября, почти достиг заданной высоты, но, после включения ракеты, сработали лишь три ступени. Опять пострадали приборы — наблюдатели на Земле принимали сигналы в течение всего 0,04 с. Однако ракета достигла рекордной высоты 3220 км.

Теперь в распоряжении группы оставался шестой, последний аэростат. Чтобы спасти положение, было решено установить ракету под некоторым углом к вертикали. 22 октября 1957 г., когда аэростат завис на 29,4 км, она была запущена. Измерения показали, что расчётная скорость достигнута. Но вновь отказал бортовой передатчик, а радиолокаторы сопровождения потеряли миниатюрный (диаметром 16,5 см и длиной 32 см) «носовой конус» на высоте 4350 км. На этом проект и завершился.

Неутешительные результаты первого этапа проекта заставили отказаться от запусков более крупной ракеты «Фарсайд-2» в сторону Луны.

Пресса отметила это поражение ядовитыми репликами о «чрезвычайно сомнительной технической реализуемости проекта». Действительно, запуск многоступенчатой ракеты со стратостата оказался не таким уж простым мероприятием. Полёты более мелких «Рокунов» имели успех и продолжались до первой половины 1960-х годов.

Характеристики ступеней ракет «Фарсайд»

Вариант Фарсайд-1 Фарсайд-2
Конечная скорость, м/с 7900 11300
Средний удельный импульс, м/с 2266 2450
Стартовая масса, кг 862 1361
Первая ступень
Масса топлива, кг 4×115 949
Масса снаряжённой ступени, кг 4×140 1116
Время работы, с 1,56 10,0
Средняя тяга, Н 4×167055 232742
Максимальная перегрузка 169g 58g
Вторая ступень
Масса топлива, кг 115 171
Масса снаряжённой ступени, кг 140 201
Время работы, с 1,56 10,0
Средняя тяга, Н 167055 41938
Максимальная перегрузка 91g 60g
Третья ступень
Масса топлива, кг 4×26 30,6
Масса снаряжённой ступени, кг 4×31,7 36,0
Время работы, с 1,78 10,0
Средняя тяга, Н 4×33100 7505
Максимальная перегрузка 233g 57g
Четвёртая ступень
Масса топлива, кг 26 5,58
Масса снаряжённой ступени, кг 31,7 6,57
Время работы, с 1,78 10,0
Средняя тяга, Н 33100 1370
Максимальная перегрузка 367g 58g
Полезный груз, кг 3,5 1,43

 


 

При подготовке материалов были использованы следующие источники:

  1. Пионеры ракетной техники. Избранные труды (1929-1945): В. П. Ветчинкин, В. П. Глушко, С. П. Королев, М. К. Тихонравов. – М.: «Наука», 1972
  2. Т. М. Мелькумов, Н. И. Мелик-Пашаев, П. Г. Чистяков, А. Г. Шиуков. Ракетные двигатели. – М.: Машиностроение, 1976.
  3. Проект «Фар Сайд» / Экспресс-информация: Ракетная техника – Баллистические ракеты / Академия наук СССР, Институт научной информации: Выпуск 49 (№142-144), декабрь 1957.

 


« »



Оставьте свой комментарий

Вы должны быть авторизованы чтобы оставлять комментарии.

Рейтинг@Mail.ru