Реактивные двигатели

Любая многоступенчатая ракета является одновременно и многоблочной. Но понятия «ступень ракеты» и «блок ступени» неоднозначны, и их следует различать.

Ступень — понятие баллистическое. Это — этап полета, на котором масса ракеты меняется лишь вследствие расхода топ­лива, а масса конструкции остается неизменной. Блок — поня­тие конструктивно-компоновочное. Блок n-й ступени — крупный конструктивный элемент, отбрасываемый при переходе от n-й к (п + 1)-й ступени.

Для составных ракет возможно довольно широкое многооб­разие конструктивных схем, среди которых принято различать две основные: с поперечным и продольным делением ракетных блоков.

На рис. 4 представлена принципиальная схема трехсту­пенчатой ракеты с поперечным делением – рисунок а. В этом конструктив­ном варианте сумма последующих ступеней может рассматриваться как полезный груз для предыдущей. Комбинированная схема с продольным и одновременно поперечным делением показана на рисунке б. Здесь блоки первой и второй ступеней имеют продольное деление, а блок второй ступени отделяется от блока третьей ступени поперечным разъемом.

При поперечном делении двигатель последующей ступени мо­жет быть включен лишь после того, как будут отброшены блоки предыдущей ступени. Комбинированная схема в этом смысле является более гибкой; она допускает одновременную работу двигателей нескольких блоков, и имеется принципиальная

возможность про­длить время работы двигателя одного блока путем частичной перекачки топлива из баков другого блока.

У схемы с продольным делением имеется одно, не всегда решающее, но важное преимущество. Это — возможность умень­шить диаметр блоков до допустимых габаритов железнодорожного транс­порта, что позволяет не­зависимо решать вопрос о расположении завода-из­готовителя и стартовой площадки. Но в то же время не следует забы­вать, что на уровне современной техники созданы носители и поперечного деления, вписывающиеся в железнодорожные габа­риты и способные в то же время выводить относи­тельно небольшие космические лаборатории на околоземную орбиту. Достаточно упомянуть оте­чественные носители серии «Космос» и ракетную систему, пер­вой ступенью которой является только что рассмотренная ра­кета «Тор».

Различных типов двух- и трехступенчатых боевых баллисти­ческих ракет в наиболее развитых странах создано к настоящему времени очень много. Ими перекрывается широкий диапа­зон грузоподъемности, дальности и боевой эффективности. Соз­даны многочисленные типы ракет, пускаемых с суши, с подвод­ных лодок и надводных кораблей. Особенности таких ракет — предмет особого обсуждения, и не в рамках настоящей книги. Если же говорить о ракетах-носителях, то следует выделить из них те, на основе которых может быть создана гамма ракетно-космических систем. Такие ракеты можно назвать базовыми.

Выведение корабля на околоземную орбиту, создание искус­ственного спутника Луны, облет Луны, мягкая посадка на ее поверхность, облет Марса или Венеры — все это задачи, решение каждой из которых требует от ракетной системы определен­ных энергетических ресурсов и весовых характеристик. Поэтому не следует думать, что для космических исследований доста­точно раз и навсегда создать одну, скажем, четырехступенчатую ракету, а затем в подходящий момент осуществлять пуски к тому или иному небесному телу. Это вовсе не так. Решению каждой из перечисленных и вообще мыслимых задач подобного типа предшествуют баллистические и весовые расчеты, на ос­нове которых в дальнейшем ведется конструкторская разработка оптимального варианта. Меняется число ступеней, разрабаты­ваются новые или совершенствуются старые двигатели, место полезного груза занимает совершенно новая измерительная и исследовательская аппаратура, скомплектованная на автомати­ческой станции или космическом корабле и, уж во всяком слу­чае, составляется новая программа последовательных операций на траектории. Таким образом, каждой самостоятельной задаче соответствует своя ракетная система. Но в основе всех систем лежит неизменная или несущественно изменяемая базовая ра­кета, большей частью двух- или трехступенчатая. Обычно на нее возлагается задача вывести на околоземную орбиту объект за­данного веса, в пределы которого должны уложиться разработ­чики блоков последующих ракетных ступеней и самого косми­ческого корабля.

Если число существующих типов боевых баллистических ра­кет с трудом поддается учету, то базовые ракеты можно перечесть по пальцам. К числу их относятся такие амери­канские ракеты, как «Атлас», «Титан», «Тор».

Не следует полагать, однако, что развитие ракетно-космиче­ских систем опирается только на модификацию боевых балли­стических ракет. Космические исследования уже приобрели достаточно самостоятельное значение, как для научных исследова­ний, так и для народного хозяйства. Наиболее мощный из созданных к настоящему времени носителей «Сатурн-V» уже был спроектирован специально для решения всего-навсего одной задачи — высадки человека на Луну. Программа «Аполлон» выполнена, и основные планы дальнейшего освоения космического пространства связываются уже с универсальным космическим аппаратом многократного использования.

В годы создания СК еще не суще­ствовало самого понятия ракетной си­стемы. По общим представлениям эта ракета была не более как новая, совер­шенная, с большим стартовым весом, большей дальностью и грузоподъемно­стью. Мало кто, кроме ведущих созда­телей ракеты, представлял себе, что это — качественный скачок, что впервые создается основа серии ракетно-космиче­ских систем.

Сейчас внешний облик космической ракеты СК известен каждому. Но на ши­роко известных фотографиях и доступ­ных всем экспозициях дается не собст­венно базовая ракета, а одна из создан­ных на ее основе ракетно-космических систем — обычно «Союз» или «Восток».

Двухступенчатая базовая ракета про­дольного деления состоит из централь­ного блока А и четырех боковых Б, В, Г и Д, представляющих собой блоки первой ступени (рис.3.6). Длина централь­ного блока 28 м, боковых—19 м, а диаметр каждого блока приближается к 3 м. Передача усилий от боковых блоков на центральный осуществляется через силовой пояс, на котором укреплено четыре башмака, в пазы которых входят оголовки боковых блоков. Эти четыре силовых узла представляют собой и опорные точки для собранной и установленной на старте ра­кеты. Внизу, на стыке топливных и двигательных отсеков имеют­ся поперечные стяжки.. Стяжки не передают осевой силы, а обеспечивая кинематическую неизменяемость пакета, воспри­нимают только поперечные нагрузки.

Для разделения ступеней двигатели боковых блоков перево­дятся на режим пониженной тяги, управляющие камеры выклю­чаются, а нижние поперечные стяжки пакета разрываются пирозарядами.

Тяга боковых двигателей создает момент относительно опор­ных узлов. В результате нижняя часть пакета раскрывается. Двигатель блока А, работающий с момента старта, уводит централь­ную часть вперед, и боко­вые блоки отстают. Чтобы их полностью отвести в сторону, используется дав­ление наддува, еще сохра­няющееся в верхних кисло­родных баках боковых бло­ков. Как только сфериче­ские головные наконечники боковых блоков выйдут из силовых гнезд и освободят имеющиеся там электроконтакты, от­крываются сопловые крыш­ки в верхней части боковых блоков, и давление страв­ливается. В ре­зультате возникает неболь­шая реактивная сила, доста­точная, чтобы отделяемый блок развернулся и был пол­ностью отведен на безопас­ное расстояние.

Основные топливные компоненты, керосин и жидкий кисло­род, располагаются соответственно в нижнем и верхнем баках каждого блока, а под третий, уже знакомый нам вспомогатель­ный компонент для системы подачи – перекись водорода – пред­назначена емкость кольцевого цилиндрического бака, установ­ленного непосредственно над рамой двигателя. Через его центральное отверстие свободно пропускаются топливные ма­гистрали, идущие от основных баков к ТНА. Под приборы ста­билизации и автоматики в верхней части центрального блока отводится небольшой отсек над кислородным баком, а кабель­ная сеть проложена на внешней поверхности центрального блока и прикрыта обтекателем.

На блоках первой ступени установлены двигатели РД-107 конструкции ГДЛ-ОКБ, каждый из которых имеет четыре глав­ные камеры и две управляющие. Последние жестко связаны друг с другом и поворачиваются как одно целое. Конструкция двига­теля РД-108 центрального блока аналогична РД-107, но двига­тель имеет не две, а четыре независимо поворачивающиеся ка­меры для управления центральным блоком после отделения бо­ковых блоков, а кроме того, двигатель РД-108 рассчитан на больший ресурс; время его работы, начиная со старта, — 300 сек, а боковых двигателей— 130 сек. Таким образом, в пакете имеет­ся всего 32 камеры, из них 20 главных и 12 управляющих. После отделения боковых блоков остаются четыре главные и четыре управляющие камеры. Суммарная пустотная тяга двигателей всего пакета составляет примерно 500 тс при общем стартовом весе ракеты около 300 тс.

Кислородно-керосиновое топливо, к которому можно было перейти только на достаточно высоком конструкторском и тех­нологическом уровне двигателестроения, обеспечило в данном случае 314 единиц пустотной удельной тяги. Такая цифра и по сей день считается достаточно высокой, хотя к настоящему времени на том же топливе уже работают двигатели и с лучшими показателями.

Вместе с тем следует помнить, что удельная тяга является хотя и решающим показателем качества ракетного двигателя, но не единственным. Есть еще один, столь же важный показа­тель. Это — надежность. Поня­тие надежности свойственно, конечно, не только двигателю, но и вообще любому установленному на ракете агрегату и ракете в целом (а, вообще говоря, — и не только ракете). Надежность является в конечном итоге статистической характеристикой и определяется отсутствием непредвиденных отказов при эксплуа­тации. Борьба за надежность ведется на всех стадиях создания машины. Конструктор, основываясь на логике, на накопленном опыте, на выработавшейся сноровке, и, наконец, на интуиции, избегает решений, чреватых опасностью отказа. Громадную роль играют используемые технологические приемы и вообще куль­тура производства. Надежность проверяется на стадии поагрегатных испытаний и при опытных пусках, и, наконец, в результате длительной эксплуатации получает свою окончательную оценку, выраженную в основном общественным признанием и доверием.

Двухступенчатая ракета, о которой сейчас идет речь, оказа­лась очень надежной. Именно это обеспечило ей столь почетное долголетие, и именно она — эта ракета — лежала в основе всех тех ракетных систем, при помощи которых в Советском Союзе были выведены на орбиту пилотируемые космические корабли. Она настолько отлажена и доведена, что практически не дает отказов и ей с полным основанием можно доверять многое. По­этому, когда мы говорим, что уже созданы конструкции двига­телей с большей удельной тягой, что созданы мощные ракеты с большими энергетическими возможностями, не следует это по­нимать как намек на то, что от старого носителя можно так просто отказаться.

С помощью ракеты СК был выведен на орбиту первый искус­ственный спутник Земли, а затем и второй — с собакой Лайкой и третий — автоматическая лаборатория весом 1300 кгс. В то же время, двухступенчатая ракета СК, не обладая достаточной мощностью для решения более сложных задач, открыла возмож­ности для создания гаммы ракетных систем. Их эволюция схе­матически представлена на рисунке 7. Установленный на центральном блоке А дополнительный блок Е с однокамерным жидкостным двигателем и четырьмя управляющими камерами повышает энергетические возможности ракеты, что позволяет, с одной стороны, увеличить массу выво­димых на орбиту аппаратов, а с другой, — более легким аппара­там сообщить скорость, близкую ко второй космической. С по­мощью блока Е осуществлены первые пуски относительно небольших (до 300 кг) автоматических станций к Луне. На ее поверхность в сентябре 1959 г были впервые доставлены вым­пелы Советского Союза, а через три недели осуществлено первое фотографирование обратной стороны Луны.

Одновременно блок Е стал ос­новой для создания прославленной системы «Восток» (рис.7,в), при помощи которой был осу­ществлен первый полет человека в космос — полет Юрия Гагарина. На ракетной системе «Восток» в 1961 — 63 гг. совершили орбитальные по­леты первые шесть советских кос­монавтов.

Значение системы «Восток», од­нако, не исчерпывается тем, что че­ловек впервые освободился от оков земного тяготения. Есть еще и чи­сто инженерно-технические и науч­ные аспекты этого достижения. С созданием этой ракетной системы родилось новое техническое направ­ление: «космические корабли», по­явились на свет и начали разви­ваться такие области технического и научного творчества, как жизне­обеспечение, космическая навигация и многие другие, а в космос, образ­но говоря, была выведена биология, медицина, психология, а несколько позже и астрономия, метеорология, связь.

Блок Е представлял собой толь­ко первый шаг. Ракета СК оказа­лась в состоянии принять на себя и более мощную третью ступень, а следом за ней — и четвертую. Так появились последовательно соеди­ненные блоки И и Л, и родилась четырехступенчатая ракетная система «Молния», предназна­ченная для исследования ближайших к Земле планет Солнеч­ной системы. Разработка этих блоков велась почти одновре­менно, а первое, полностью успешное испытание системы было осуществлено в феврале 1961 г. пуском станции «Венера-1». Одновременно этот пуск знаменовал собой и новое достижение ракетной техники — запуск двигателя блока Л производился не сразу после окончания работы двигателя блока Я, а на первом витке низкой орбиты искусственного спутника Земли, что необ­ходимо было для реализации энергетически оптимального выве­дения на требуемую траекторию полета к Венере. Таким образом, появилось новое понятие — старт с орбиты. Такой способ выведения стал применяться и для всех последующих полетов к Луне и планетам.

С появлением блока И старый блок Е больше не использо­вался, как, впрочем, отошла в прошлое и система «Восток». На смену ей пришел «Восход» — аналогичная трехступенчатая система, но с блоком И, на котором был установлен новый трех­местный корабль, по конструкции близкий к кораблю «Восток», но более тяжелый, совершенный и снабженный наряду с парашютным устройством и системой мягкой посадки — тормозными твердотопливными двигателями, включающимися у самой по­верхности Земли. Корабль «Восход» выводился на орбиту всего два раза, и из него, в частности, в марте 1965 г. был осуще­ствлен первый выход человека в скафандре в открытый Космос.

Дальнейшее изучение околоземного пространства потребо­вало решить задачи сближения и стыковки космических объек­тов на орбите, обеспечить создание долговременных обитаемых станций и сменность их экипажей. Начало этим работам было по­ложено системой «Союз», испытания которой прово­дились уже после смерти С. П. Королева.

Космический корабль «Союз» массой 6,5 т имеет внутренний объем около 9 м³ и со­стоит из трех отсеков — орбитального и приборно-агрегатного отсеков и спускаемого аппарата, который обеспечивает возвра­щение космонавтов на Землю. Спускаемый аппарат позволяет изменением своего пространственного положения относительно встречного потока регулировать траекторию спуска и снизить тем самым возникающие перегрузки. Система «Союз» содержит в своем комплекте и так называемую систему аварийного спасе­ния (САС). Это — самая верхняя надстройка над ракетной системой, показанной на рис. 3.7, е. САС обеспечивает безопас­ность экипажа в случае любой аварийной ситуации на старте или в полете на участке выведения. Основным силовым элемен­том САС является пакет твердотопливных двигателей, отводя­щих космический корабль от потерпевшего аварию носителя с последующим отделением спускаемого аппарата и спуском его на парашютах.

Корабль «Союз» может быть снабжен стыковочным устрой­ством, позволяющим соединять на орбите космические корабли и станции в единую космическую систему. Разработка совме­стимых стыковочных узлов, а также аппаратуры взаимного поиска, сближения, причаливания и шлюзовых переходных устройств позволила выполнить в 1975 г. первую международную экспериментальную программу «Аполлон — Союз» (ЭПАС).

Эти и им подобные вопросы, однако, относятся к сфере чи­стой космонавтики и затрагивают в основном проблематику кос­мических кораблей. Поэтому вернемся к носителям.

2.2. Ракета-носитель «Сатурн-V»

Ракета имеет три после­довательно соединенные сту­пени. Ее основные размеры даны на рис.3.8. Уникальность этого со­оружения заключается не только в его абсолютных размерах, но и в масштабах проводившихся работ. Со­здание этой ракеты вызвало к жизни множество разнообразных новинок в принци­пах самого замысла, в сило­вой конструкции, в двига­тельной части, в технологии, в системе управления, в способах испытания, освоения и довод­ки, в стартовой подготовке, контроле и во многих областях, со­прикасающихся с ракетной техникой. Многие из этих вопросов настолько специальны, что представляют чисто профессиональ­ный интерес, и о них здесь говорить неуместно. О некоторых будет сказано в последующих главах. Однако есть и общие во­просы, на которые следует обратить особое внимание.

Для такой сложной и ответственной ракеты, как «Сатурн-V», процесс отладки и доводки был бы более длительным и дорого­стоящим, если бы проектанты не пошли на создание двух предварительных вариантов двухступенчатых ракет «Сатурн-I» и «Сатурн-IB». Таким образом, под индексом «Сатурн» понимается не только носитель для корабля «Аполлон», а серия из трех ти­пов ракет. Ракета «Сатурн-I» сыграла в данном случае роль такого же трамплина при переходе к «Сатурну-V», как в свое время ракета В2А при переходе к схеме с несущими баками, Она так же, выполнив свое назначение, отошла в прошлое. Модификация же «Сатурн -IB» приобрела и самостоятельное значение, как носитель для выведения на низкую орбиту меньших по весу кораблей. В частности, для выполнения программы «Апполон-Союз» достаточно было воспользоваться именно этой ракетой, а не столь тяжелой, как «Сатурн-V». Однако проводя эту историческую аналогию между «Сатурном–I» и В2А, не следует забывать и о масштабах. «Сатурн–I» выводил на орбиту 10т, а «Сатурном–IВ» выводит 18т. По мощности это соответствует примерно ракетам СК и носителю системы «Протон».

В идее создания предварительных модификаций серии «Сатурн» есть еще один чрезвычайно важный аспект. Вторая ступень ракеты «Сатурн–I» была запланирована как третья для «Сатурна–V». Пройдя первые испытания на ракете «Сатурн–I», она видоизменилась и заняла место второй ступени на «Сатурне–IВ» под индексом SIVB, а затем без существенных изменений, как полностью отлаженный и надежный агрегат, была установлена на «Сатурне-V». Такая тщательная и длительная доводка была необходима в связи с новизной и недостаточной изученностью низкокипящего топлива кислород+водород, которое уже давно привлекало внимание своими высокими энергетическими характеристиками, но освоение которого связано с большими трудностями. И еще одна особенность. Двигатель ступени SIVB по программе «Апполон» запускается дважды с довольно длительным перерывом. Две первые ступени «Сатурна-V» еще не обеспечивают выведение корабля на околоземную орбиту. Надо, чтобы еще и третья ступень работала, примерно, 150 сек, и только после этого будет достигнута необходимая орбитальная скорость.

Но на этой орбите, называемой начальной орбитой, надо задержаться примерно на два с половиной часа, чтобы стартовать в той точке, которая отвечает траектории полета к Луне с минимальной характеристической скоростью на участке разгона. За это время проводится заключительная, предусмотренная програм­мой полета проверка системы уп­равления и элементов автоматики всех систем корабля — в предстоя­щем полете любой отказ мог бы обернуться для экипажа трагической безвыходностью. Естественно, что во время пребывания на начальной ор­бите двигатель выключен. После проведения необходимых операций и вычисления момента запуска двига­тель снова включается, и за 300 сек непрерывной работы выводит ко­рабль на траекторию полета к Луне.

Отработка кислородно-водород­ной ступени, да еще и с повторным запуском двигателя — серьезная инженерная задача, и многое отла­живалось не только на стенде, но и на опытных модификациях «Сатурн-I и IB», а в дальнейшем и при беспилотных пусках носителя «Сатурн-V».

Блок первой ступени ракеты «Сатурн-V» (рис.3.9) имеет весьма внуши­тельные размеры — 42,5 м в длину и 10,1 м в диаметре. В бак окислителя 2 заливается 1400 т жидкого кислорода, а в бак горючего 7600 т керосина. В верх­ней части бака окислителя имеется переходник / для стыковки со вто­рой ступенью ракеты. В средней ча­сти корпуса имеется межбаковый отсек 6. Как и во всех ракетах, про­странство между баками и между ступенями используется для разме­щения аппаратуры.

Обечайки обоих баков имеют продольные подкрепления с Т-об­разным поперечным сечением, полу­ченным фрезерованием из листов с исходной толщиной 51 мм. Оставленная в промежутках ме­жду стрингерами оболочка в баках горючего и окислителя имеет толщину 6,3 и 4,6 мм соответственно. Нижняя часть бака горючего для более равномерной раздачи усилий от двигателя выполнена с переменной толщиной. В баках установлены широ­кие шпангоуты, выполняющие не только силовые функции, но и являющиеся одновременно гасителями колебаний жидкости. На днищах обоих баков установлены крестообразные перегородки — воронкогасители, предупреждающие образование вихревого вса­сывания с возможным прорывом газа из бака в двигатель.

Наддув бака горючего осуществляется гелием, который в жидком состоянии хранится под высоким давлением в балло­нах 18, размещенных в баке окислителя. В самом же кислород­ном баке наддув гелием производится только на старте. В даль­нейшем для этой цели используется кислород, который отби­рается из магистрали высокого давления и газифицируется в теплообменнике. Такая система наддува кислородного бака бе­рет свое начало еще от «Фау-2».

Двигательная установка первой ступени скомплектована из пяти однокамерных двигателей F1 15, каждый из которых дает на Земле тягу 690 тс и имеет собственный ТНА и собственные топливные магистрали. Таким образом, через бак горючего про­ходит не одна тоннельная труба, как обычно, а пять, и внутри каждой из них проложена с зазором магистраль окислителя. Центральный двигатель укреплен неподвижно на крестообраз­ной раме 10, а четыре периферийных — на карданах, связанных с той же рамой. Боковые двигатели могут отклоняться на не­большой угол от оси ракеты, чем обеспечивается управление первой ступенью. Турбонасосный агрегат каждого двигателя ук­реплен непосредственно на самой камере и поворачивается вме­сте с нею. Это обеспечивает компактность монтажа, а главное, позволяет избежать гибких сочленений в трубопроводах, находящихся под высоким давлением.

При сопоставлении двигательной установки первой ступени «Сатурн-V» и уже знакомых нам двигателей РД-107 и РД-108 не следует отождествлять связку двигателей со связкой камер. В двигателе РД-107 мы видели связку камер, работающих от общего ТНА, от которого питаются и управляющие камеры. Здесь же поворачиваются сами двигатели. Для каждого из них имеются по две рулевые гидравлические машины, рабочей жид­костью в которых служит само горючее, отбираемое из маги­страли высокого давления. В этом, кстати, также заключается существенное отличие от РД-107, где привод для поворота уп­равляющих камер не является частью двигателя и с режимом его работы никак не связан. И наконец, еще одна особенность управляющих двигателей ракеты «Сатурн-V». Каждый из них поворачивается не в одной, а в двух плоскостях. Такое решение на первый взгляд кажется надуманным. Действительно, в ра­кете СК управляющие камеры блоков Б и Г и соответственно — В и Д поворачиваются только относительно общих поперечных осей пакета. Для управления ракетой по трем углам этого впол­не достаточно. Но в случае отказа одного из двигателей ракета, естественно, теряет управляемость. Именно это обстоятельство и послужило причиной тому, что каждому из управляющих дви­гателей F1 было обеспечено две степени свободы. В случае от­каза двигателя ситуация остается аварийной, но контроль над создавшимся положением сохраняется.

Хвостовой отсек первой ступени имеет обтекатели 13, кото­рые прикрывают периферийные двигатели от аэродинамических воздействий. Нижняя часть хвостового отсека, изготовленная из титана и нержавеющей стали, имеет экран, защищающий ТНА и арматуру двигателей от чрезмерного нагрева со стороны исте­кающих газов.

После выключения двигателей для отделения и отвода пер­вой ступени включаются восемь тормозных твердотопливных двигателей 16, каждый из которых дает тягу 39 т, и работает 0,66 сек.

Первая ступень работает 150 сек и выключается на высоте 67 км, сообщив ракете скорость 2,38 км/сек.

Блок второй ступени ракеты «Сатурн-V» (рис. 3.10) имеет длину 25 м при том же диаметре, что и блок первой, и обладает не менее интересными особенностями. Это — кислородно-водо­родная ступень.

Водород кипит при температуре —253°С, и для баков, во из­бежание чрезмерных потерь на испарение, необходима теплоизо­ляция. Жидкий водород имеет низкую плотность — всего-на­всего 0,071 г/см³, а это влечет за собой более чем заметное уве­личение емкости баков горючего.

В цилиндрический бак горючего 4 на второй ступени зали­вается около 70 т жидкого водорода, а в сферический бак окис­лителя 7 — 360т кислорода. Эти баки имеют общее днище, со­стоящее из двух оболочек с пенопластовым теплоизолирующим заполнителем. Верхнее днище, а главное, обечайка водородного бака имеют более мощное теплоизолирующее покрытие, рас­положенное с внешней стороны бака и имеющее в нижней части толщину около 40 мм. Это — опять же пенопласт, закрытый сна­ружи слоистой фенольной оболочкой, защищающей от аэроди­намического нагрева на атмосферном участке траектории. При создании этого теплоизолирующего покрытия учитывалась воз­можность нарушения его герметичности, что может повлечь за собой конденсацию атмосферного кислорода в охлажденных по­лостях теплоизоляции. Во избежание этого теплоизолирующий слой в дополнение к покрытию воздухонепроницаемыми плен­ками подвергается предварительной продувке гелием. Сама обе­чайка водородного бака имеет вафельную конструкцию и фрезеруется из листа толщиной 51 мм до 3,8 мм. Прочность алюми­ниевых* сплавов при низких температурах обычно повышается. Это позволяет несколько уменьшить толщину баков и тем са­мым частично компенсировать ве­совые потери, связанные с необ­ходимым теплоизолирующим по­крытием. Наддув баков горючего и окислителя производится газифи­цированным водородом и кисло­родом соответственно.

У носителей «Сатурн» приме­нен принцип так называемого «холодного» разделения блоков: запуск последующей ступени производится после отброса бло­ков предыдущей ступени, когда ступень движется по инерции, т. е. — в условиях невесомости. Недостаток такого разделения состоит в том, что запуску дви­гателей должна предшествовать операция осадки топлива. Топ­ливо надо сместить к днищу ба­ков, чтобы нормально работали заборники. Эта операция выпол­няется вспомогательными неболь­шими двигателями, как правило, твердотопливными, сообщающи­ми ракете небольшое ускорение. Такие двигатели называются дви­гателями системы обеспечения запуска.

В противоположность «холодному» практикуется и «го­рячее» разделение ступеней. Дви­гатели последующей ступени за­пускаются в момент, пока тяга двигателей предыдущей ступени еще не упала до нуля. При таком способе разделения вспо­могательные двигатели не нуж­ны, но требуется тепловая защита отбрасываемого блока от воздействия струи запускаемого двигателя.

На переходнике между блоками первой и второй ступеней «Сатурн-V» установлено восемь вспомогательных твердотопливных двигателей системы обеспечения запуска. Переходник пред­ставляет собой силовую подкрепленную оболочку. После выхода двигателей второй ступени на режим он отбрасывается. На блоке второй ступени имеется также и верхний силовой переход­ник для стыковки с третьей ступенью. На нем установлены че­тыре вспомогательных твердотоп­ливных двигателя разделения сту­пеней.

Силовая установка второй сту­пени, как и первой, имеет пять дви­гателей: один в центре и четыре по периферии. Поворотом последних достигается управление ракетой. Схема компоновки та же, но двига­тели другие. Они имеют индекс J2. Каждый из них дает тягу 102 тс, а низкокипящее топливо кислород + водород обеспечивает удельную тя­гу в пустоте 430 единиц. На каждой камере установлено по два ТНА: один — для горючего, другой — для окислителя. Горячий газ из генера­тора, работающего на основных компонентах, подается сначала на турбину горючего, а затем на тур­бину окислителя. Система двух ТНА позволяет гибко регулировать соотношение компонентов в камере сгорания, которое меняется, как и на всех современных ракетах, по ус­ловию одновременного опорожнения баков. Но на второй ступени «Сатурна-V» применено, кроме всего прочего, и регулирова­ние суммарного секундного расхода из условия обеспечения заданного закона нарастания ускорения с тем, чтобы уменьшить отклоне­ния от номинальных условий полета.

Двигательная установка второй ступени работает, примерно, 390 сек и выключается на высоте 186 км при скорости полета 6,88 км/сек.

Блок третьей ступени «Сатурна-V» (рис.3.11), как и второй, — кислородно-водородный и имеет ту же компоновку, но емкости и абсолютные размеры, естественно, уменьшены. Жид­кого водорода заливается, примерно, 17 т, акислорода - 87 т. Дли­на блока вместе с коническим переходником - 17,8 м, адиаметр по бакам - 6,6 м. Конструкция баков во многих деталях, даже с сохранением основных геометрических пропорций, повторяет конструкцию второй ступени, хотя и имеются различия в тепло­изоляции водородного бака и в системе наддува. Главная осо­бенность ступени заключается в своеобразном комплексе двигательных установок и довольно сложной последовательности вы­полняемых ими функций. На третьей ступени установлен всего один двигатель J2, укрепленный в кардановом подвесе, но вместе с тем имеется целая система твердотопливных и жидкостных вспомогательных двигателей на высококипящих ком­понентах. Абсолютная тяга этих двигателей невелика и изме­ряется десятками килограмм, но на них, кроме предпуско­вой осадки топлива, возложено выполнение и ряда других операций.

Управление по крену, т. е. поворот ракеты относительно про­дольной оси, двигатель J2 самостоятельно обеспечить не может. Это возлагается на вспомогательные двигатели. После выхода на начальную орбиту двигатель J2 выключается, но угловая ориентация ракеты находится под контролем, и управляющие функции несут вспомогательные двигатели. После выключения основного двигателя производится продувка магистралей и ба­ков, для чего снова надо осадить топливо. Необходима осадка топлива и перед вторым запуском J2 для выхода на траекторию полета к Луне. И, наконец, после выхода на траекторию полета к Луне производится перестройка блоков, для которой преду­сматривается специальная ориентация ракеты в пространстве; все эти операции также выполняют вспомогательные двига­тели.

За время летных испытаний «Сатурна-V» имел место по существу один серьезный отказ, когда на беспилотном испыта­тельном пуске «Аполлон-6» вышел из строя один из боковых двигателей второй ступени. Однако летное испытание не было прервано, хотя от выполнения полной программы и пришлось отказаться. И еще был один серьезный отказ, уже при полете на Луну.

Всем известен полный драматизма полет «Аполлона-13» в ап­реле 1970 г., когда в служебном отсеке корабля, находившегося на расстоянии 330 тыс. км от Земли, произошел взрыв кислород­ного баллона электроэнергетической системы, вырабатывающей к тому же и кислород для жизнеобеспечения астронавтов. Слу­жебный отсек взрывом был выведен из строя полностью, но жи­лой отсек корабля не пострадал. Необходимо было в кратчай­ший срок возвращаться на Землю. Проявляя и самообладание, и мужество, устраняя на каждом шагу новые возникающие не­поладки, астронавты сумели воспользоваться системой жизне­обеспечения лунного корабля и с крайне ограниченными запасами кислорода на четвертые сутки аварийного полета совер­шили благополучную посадку.

Для тех, кто склонен к обобщениям жизненных наблюдений, это происшествие может служить примером того, как трагич­ность положения способна обернуться общим триумфом. Но ин­женер, представляющий себе пути развития техники, может сделать вывод не только о надежности системы «Сатурн-Апол­лон». То обстоятельство, что имевшие место серьезные отказы не вывели систему из-под контроля, говорит о ее живу­чести.

В технике под живучестью понимается свойство системы по­добно живым организмам компенсировать отказ одного элемента передачей его функций другим. Так, в частности, выход из строя бокового двигателя второй ступени «Аполлон-6» не повлек за собой потери управления. Эти функции взяли на себя другие двигатели. Функции многих систем основного отсека «Апол­лона-13» после взрыва взяли на себя системы лунного корабля. Но отказ отказу — рознь. Поэтому понятие живучести относительно. В него включаются не только свойства корабля и ракеты-носителя, но и всех наземных средств, способных опера­тивно вмешиваться в создавшуюся обстановку.

Ракета «Сатурн-V» выполнила поставленные перед ней за­дачи; программа «Аполлон» была успешно завершена. На Луне побывали 12 человек, а ее облет совершили 27 астронавтов.

Но, конечно, что касается Луны, то это пока только самое начало. И здесь уместно провести аналогию с историей изуче­ния Антарктиды. Когда-то, лет 150 назад, к берегам необитае­мого континента подошли первые парусные шлюпы, а на карту земного шара с этого момента постепенно, по частям стали на­носиться контуры береговой линии. В начале века экспедиции Амундсена и Скотта вышли на ледовый щит и достигли Южного полюса. Конечно, это тоже была большая победа, но и она не могла удовлетворить человеческую пытливость. Когда техника последних десятилетий дала в руки полярников совершенные океанские и воздушные корабли, радиосвязь, вездеходы и другие технические средства, началось планомерное изучение континен­та. Возникли береговые поселки со сменным персоналом, стали забрасываться внутрь континента зимовочные группы, а вся ан­тарктическая эпопея явила собою пример плодотворного науч­ного сотрудничества многих стран.

Не надо быть пророком, чтобы предвидеть нечто похожее и в изучении Луны. Но на современном уровне создать носитель более мощный, чем «Сатурн-V», и трудно и безумно дорого. По­этому нужны новые технические решения, которые могли бы сде­лать обыденным то, что до недавнего времени рассматривалось как сенсация.

Реактивные двигатели

Реактивные двигатели.................................................................................................................................................................. 1

Введение.......................................................................................................................................................................................... 1

1. Физические основы реактивного двигателя...................................................................................................................... 2

2. Классификация реактивных двигателей............................................................................................................................ 4

3. Классификация жидкостных ракетных двигателей..................................................................................................... 12

4. Устройство и типы камер сгорания................................................................................................................................... 15

5. Геометрические размеры и форма сопла........................................................................................................................ 18

Библиографический список..................................................................................................................................................... 22

ПРИЛОЖЕНИЕ (характеристики некоторых современных двигателей)................................................................... 23