Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.Л. Теория ракетных двигателей. 1989 г. (1241535), страница 37
Текст из файла (страница 37)
Центральная организация ГИРД и группы в других городах развернули широкую лекционную и печатную пропаганду, были организованы курсы по теории реактивного движения. В июле 1932 г. нвчвльником ГИРД был назначен С. П. Королев, определена структура и основные направления деятельности ГИРД. Двигатели, разрабатывавшиеся в ГИРД, использовали в качестве окислителя жидкий кислород, а в качестве горючего — бензин и этиловый спирт. Первый ЖРД Цандера ОР-2 был испытан в 1933 г. на кислороде и бензине. В конце 1933 г, в Москве на базе ГДЛ и ГИРД был создан первый в мире государственный Реактивный научно-исследовательский институт (РНИИ).
Специалисты по ЖРД разработали в РНИИ в 1934 — 38 гг. серию эксперимен. тельных двигателей от ОРМ-53 до ОРМ-70, а также ОРМ-101, ОРМ-!02 и газогенератор ГГ-1, работавший часами нв эзотнокнслотно-керосиновом топливе с водой при температуре 850 К н давлении 2,5 МПа. Двигатель ОРМ-65, прошед. ший официальные испытания в 1936 г., был наиболее совершенным двигателем своего времени. Двигатель работал на азотной кислоте и керосине, тяга регулировалась в пределах 0,50 ... 1,75 кН, запуск многократный, в том числе автоматизированный. Огневые испытания ОРМ-65 проходилн на летательных аппаратах конструкции С.
П. Королева — крылатой ракете 212 (в том числе летные в 1939 г.) и ракегопланере РП-318-! (наземные, в 1937 — 38гг.). 28 февраля !940 г. летчик В. П. Федоров совершил первый полет на ракетоплане с двнгвтелем РДА-1-150, являвшимся модификацией ОРМ-65.
В !941 — 42 гг. в РНИИ был разработан ЖРД Д-!-А-1100, работавший на азотной кислоте и керосине и развивавший номинальную тягу 11 кН. Двигатель предназначался для сэмолега БИ.1, разработанного в те же годы А. Я. Березняком и А. М. Исаевым (ответственный за ДУ) под руководством главного конструктора В. Ф. Болховитинова. 15 мая 1942 г.
летчик Г. Я. Бахчнванджи совершил на БИ-1 первый полет. С !944 г. на самолете БИ-1 устанавливался более совершенный ЖРД РД-1 конструкции А. М. Исаева. ГДЛ, ГИРД и РНИИ внесли основополагающий вклад в развитие ракетной техники в СССР. В 1939 г. под руководством В. П. Глушко было создано свмостоятельное подрвзделение по разработке ЖРД. В !941 г. оно было преобразовано в опытноконсгрукторское бюро, получившее впоследствии известность как ГДЛ вЂ” ОКБ. В этом ОКБ заместителями Главного конструктора активно работали С. П. Королев, Г. С. Жирицкий, Д. Д.
Севрук, а руководителями основных подразделений — Н. Н. Артамонов, В. А. Витка, Г. Н. Лист, Н. С. Шнякин и др. В 1940-х годах ОКБ разработало семейство авиационных ЖРД от РД-1 хо РД-З, Вспомогательные самолетные ЖРД с насосной подачей азотноиислотно- 167 16.!О. ЖРД РД-253 керосинового топлива, химическим зажиганием, неограниченным числом (в пределах ресурса) повторных, полностью автоматизированных запусков, с регулируемой тягой прошли в!943 — 45 гг. многочисленные испытания, в том числе летные на самолетах конструкции Вг П.
Петлякова, С. А. Лавочкина, А. С. Яковлева, П. О. Сухого. С 1945 г. ГДЛ вЂ” ОКБ свециалиэнровалось по мощным ЖРД. Крупным техническим достижением сороковых годов явилось создание мощных ЖРД, развивавших тягу свыше 250 кН н работавших на кислородно-спиртовом топливе. Разработка ракет на базе этих ЖРД привела начиная с !949 г. к регулярным запускам геофизических и метеорологических ракет, а затем и аппаратов другого назначения. Основными напраилениямн совершенствования ЖРД, необходимого для решения поставленной в то время задачи — достижения первой космической скорости, — были рациональный выбор топлива, поиск эффентивных схем организации рабочих процессов, форсирование рабочих процессов, снижение массы конструкции.
Крупными достижениями ГДЛ вЂ” ОКБ были переход к кислородно-керосиновому топливу, создание легких, технологнчных н надежных паяно-сварных камер, способных работать при высоких давлениях и температурах газа. Зги достижении позволили создать наиболее мощные и экономичные для своего времени ЖРД РД-107 и РД-108 с давлением в камере сгорания около 6 МПа (рис. 16.10). Зти ЖРД обеспечили в 1957 г. полет первой в мире космической ракеты. Дальнейшее нх совершенствование привело к созданию ЖРД РД-111 и др. На топливе кислород-несимметричный диметилгидразнн был разработан ЖРД РД-119.
Начиная с 1957 г. был создан ряд мощных ЖРД, работавших на эффективных высококнпящих топливах. Первым среди них был РД-214, использующий азотнокислотный окислитель и в качестве горючего — продукт переработки цефти. Затем последовали азотнокислотные двигатели, использующие в качестве горючего несимметричный диметилгидразин. В середине 60.х годов были разработаны мощные азоттетроксидные ЖРД. Для дальнейшего повышения экономия>юсти двигателей требовалось повышать давление в камере, однако это лнмитировалось потерями удельного импульса на привод турбоиасосного агрегата.
Для двигателей ГДЛ-ОКБ с тягой в диапазоне 110 ... 1660 кН потери удельного импульса составляли лишь 0,8 ... 1,7 э~э при давлении в камере 7,5 .. 9 МПа, но могли возрастать до неприемлемых величин при больших давлениях. Решение проблемы было найдено впервые в СССР благодаря разработке новой схемы ЖРД с дожнганием генераторного газа в основной камере. Первый экспериментальный ЖРД такой схемы был разработан и испытан в РНИИ в 1958 — 59 гг., а затем в опытно-конструкторских бюро. Примером двигателя с дожиганием является ЖРД РД-253 (рпс. 16.! 1), применение которого началось в 1965 г. с полетов ракет-носителей «Протон». Давление в камере сгорания РД-253 почти втрое выше, чем в РД-108.
Получен существенный выигрыш в экономичности и габаритных размерах. Проблемы особой сложности были решены ОКБ-ГДЛ в середине 70-х годов при создании ЖРД с дожиганием на фторном топливе (горючее — аммиак). Двигатель РД-301 длительного времени работы (750 с) и многоразового включения предназначен для верхних ступеней ракет-носителей и разгонных блоков.
ЖРД ГДЛ-ОКБ используются на всех первых и большинстве вторых ступеней отечественных ракет-носителей. Для последующих ступеней РН, для авто. магических межпланетных станций и космических кораблей применяются дви. гатели других ОКБ. Организованная в 1942 г. А М. Исаевым (1908 — 1971) группа была преобразована в 1944 г в ОКБ, создавшее впоследствии ЖРД на высококипящих компонентах топлива дэя АМС, КК и др. Коллективом А.
М. Исаева были решены сложные проблемы осуществлении запуска ЖРД в пустоте и невесомости, причем были разработаны средства многократного запуска н с короткими, и с продолжительными (до нескольких месяцев) промежутками между запусками. ОКБ, руководимое С. А. Косбергом (1903 — 1965), в 1954 — 56 гг. начало заниматься разработкой самолетных ЖРД на однокомпонентном и двухкомпонентном топливах, а с 1958 г. — двигателей для верхних ступеней ракет-носителей. ГДЛ-ОКБ, ОКБ А.
М. Исаева и ОКБ С, А. Косберга совместно с другими двигательными ОКБ, институтами и заводами обеспечили нужды отечественной ракетно-космической техники в жидкостных ракетных двигателях всех классов. Зти двигатели успешно использовались в первых в мире ракетно-космических системах, разработанных под руководством основоположника практической космонавтики С. П. Королева(1907 — !966), а также в ракетно-космических системах главных конструкторов М. К. Янгеля (1911 — 1971) н В.
Н. Челомея (1914— 1984), в уникальных космических аппаратах для исследования Луны и планет Солнечной системы, разрабатывавшихся под руководством Г. Н. Бабакина (1914— 1971), в разработках других конструкторов. Приоритетные достижения СССР в космонавтике, обеспеченные этими системами, общеизвестны. Новым крупным достижением отечественного ракетного двигателестроения является создание ЖРД для ракеты-носителя «Энергия», способного выводить на околоземные орбиты массы полезной нагрузки более 100 т.
Четырехкамерный кислородно-керосиновый двигатель РД-!70, устаивали. ваемый на первой ступени, работает с дожиганием в основной камере окислительного генераторного газа. Тяга двигателя составляет 806 тс, номинальное давление в камере сгорания 24,5 МПа, удельный импульс в пустоте 3295 м/с, 169 на земле 3020 м/с. На второй ступени устанавливаютсн четыре однокамерных кислородно-водородных двигателя с тягой 200 тс каждый. Кроме СССР, ЖРД разрабатывались и разрабатываются зарубежнымн странами (США, Англия, Франция, Япония, Китай). Для США характерен тот же путь развития и применения ЖРД, что и в СССР, однако в США позже осваивали кислородно-керосиновое топливо и схему ЖРД с дожиганнем, но раньше перешли к кислородно-водородному топливу.
В высококипящих азоттетроксидных топливах в США используют горючие на основе гидразина и диметилгидразина, имеются и другие конструктивные и схемные особенности. Г Л А В А Хт1!1. ЖИДКИЕ РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА 17.1. КЛАССИФИКАЦИЯ ЖИДКИХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ Жидкое ракетное топливо (ЖРТ) — вещество или совокупность веществ в жидком состоянии, способных к химическим реакциям с выделением энергии и к образованию высокотемпературных продуктов, которые используются для непосредственного создания реактивной тяги. Отдельно хранимая и подводимая к жидкостному ракетному двигателю составляющая ЖРТ представляет собой компонент топлива. По своему назначению ЖРТ подразделяют на основные, пусковые и вспомогательные.
Основные жидкие ракетные топлива служат для создания всей или основной доли тяги двигательной установки. Пусковое топливо используют в начальный период при запуске двигателя, если основные компоненты не способны самовоспламеняться при контакте. На продуктах сгорания или разложения вспомогательного топлива, получаемых в газогенераторах, могут работать турбина, рулевые сопла, т. е.
агрегаты, не создающие непосредственно основной доли тяги двигателя. Ракетное топливо, с характеристиками которого принято сравнивать соответствующие характеристики рассматриваемого топлива, называют штатным. По числу основных компонентов различают одно-, двух- и трехкомпонентные топлива. Современные ЖРД наиболее широко используют двухкомпонентные жидкие топлива. Такое топливо сравнительно безопасно в эксплуатации, допускает широкий выбор компонентов. К числу трехкомпонентных топлив можно отнести топлива, состоящие из окислителя, горючего и компонентов с малой молекулярной массой, например жидкого водорода, метана и др. Применение такого третьего компонента увеличивает удельный импульс двигательной установки, однако при этом усложняет ее конструкцию и ухудшает массовые характеристики летательного аппарата.
Исследуемые трехкомпонентные топлива в большинстве своем — топлива металлосодержащие; хотя бы ' в одном из компонентов этих топлив присутствуют твердые металлические частицы или металлосодержащие соединения. Жидкий компонент, в объеме которого равномерно распределены мелкие твердые частицы, представляет собой суспензию. 170 Двухкомпонентные топлива можно классифицировать по родственным окислителям, поскольку именно окислитель обычно является компонентом, определяющим особенности топливной композиции.
Различают, в частности, килородные, азотнокислотные, азоттетроксидные, перекисьводородные и фторные топлива. В зависимости от реакционной способности окислителя и горючего при их непосредственном контакте разделяют топлива на несамовоспламеняющиеся и самовоспламеняющиеся. Самовоспламеняющиеся компоненты топлива во всем диапазоне эксплуатационных температур и давлений реагируют при контакте в жидкой фазе с выделением теплоты. В результате разогрева горючей смеси инициируются предпламенные экзотермические реакции, которые обеспечивают разогрев топлива до температур кипения и выше и приводят к воспламенению.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
