Глава II. РАЗВИТИЕ МЕТОДОВ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ЖРД В КОНЦЕ 20-х-СЕРЕДИНЕ 40-х гг. XX в

2.2. ОСОБЕННОСТИ ПЕРЕХОДА К ДИНАМИЧЕСКИМ МЕТОДАМ ОХЛАЖДЕНИЯ ЖРД (1933 г. — конец 30-х гг.)

Говоря о развитии работ по охлаждению ЖРД, можно с полным основанием утверждать, что в большинстве стран 1933 г. стал переломным в решении этой проблемы. Именно в этом году начались широкие работы по применению динамических методов охлаждения в СССР, Германии, США (АРО). Один лишь Годдард, начавший свои работы по ЖРД раньше других исследователей, раньше приступил и к применению методов, основанных на съеме тепла протекающей жидкостью. Предпосылки для перехода к этим методам состояли в том, что исследователи различных стран, решив стоявшие перед ними начальные задачи, стали предъявлять новые, повышенные требования к ЖРД, стремясь увеличить их экономичность, уменьшить массу, обеспечить более длительное время их непрерывной работы. Разумеется, всегда было желательно обеспечить стационарное охлаждение двигателей, при котором количество тепла, поступающего в стенку от продуктов сгорания, равно количеству тепла, отводимого от нее при заданной температуре, т.е. без ее перегрева. Решение новых задач было невозможно с помощью старых методов.

Рис. 14. Ориентировочные границы применимости внешнего регенеративного охлаждения [без внутреннего охлаждения] стальных цилиндрических камер ЖРД, типичных для 30-х годов [гладкий охлаждающий тракт; топливо: азотная кислота + керосин; α = 1, хладагент — азотная кислота]
I — область, в которой невозможно обеспечить общий теплосъем с поверхности камеры и сопла; II — область, в которой невозможно обеспечить общий теплосъем и избежать местного перегрева; III — область, в которой невозможно избежать местного перегрева; IV — область, в которой возможно охлаждение внешним регенеративным методом

Переход к применению динамических методов охлаждения в каждой стране (и даже у отдельных групп специалистов одной страны) имел свои особенности, но прежде чем начать их анализ, отметим одну закономерность теплопередачи в ЖРД. Проследим, как будут меняться условия для внешнего регенеративного охлаждения, например, цилиндрической камеры сгорания при изменении ее диаметра. Отметим, что при заданной удельной расходонапряженности и длине камеры сгорания расход компонентов топлива (а значит, и хладагента) пропорционален площади ее поперечного сечения, а суммарный тепловой поток — площади ее боковой поверхности. При уменьшении диаметра объем камеры сгорания будет уменьшаться пропорционально квадрату диаметра, а площадь — пропорционально диаметру. Другими словами, с уменьшением диаметра расход топлива уменьшается быстрее, чем суммарный тепловой поток, поступающий в стенку, т.е. величина теплового потока, приходящегося на 1 кг топлива (хладагента), увеличивается. Но это увеличение не может продолжаться до бесконечности — для топлива существуют допустимые температурные пределы, обусловленные его кипением, разложением и т.д. Следовательно, при некоторых условиях может оказаться, что расхода топлива не хватает для обеспечения общего теплосъема с поверхности двигателя.

Теперь обратимся к графику (рис. 14), на котором показана область применимости внешнего регенеративного охлаждения для азотно-кислотных стальных двигателей с гладким кольцевым охлаждающим трактом (область IV). Ниже будет показано, что практически все двигатели 30-х гг. по величинам давления в камере и силе тяги находились в области (I), в которой расхода одного компонента топлива не хватало, чтобы при отсутствии организованного внутреннего охлаждения обеспечить общий теплосъем с поверхности двигателя на стационарном режиме передачи тепла от газов к хладагенту.

Следует заметить, что при использовании в качестве хладагента водного раствора спирта область применимости внешнего регенеративного охлаждения останется примерно такой же, как и для случая азотной кислоты. Это объясняется в основном тем, что лучшие по сравнению с азотной кислотой теплофизические свойства спирта компенсируются его меньшим содержанием в 1 кг топлива. В областях II, III трудно было обеспечить теплосъем в районе критического сечения сопла. Для двигателей, характерных для 30-х гг., это было связано, прежде всего, с технологическими трудностями реализации малой величины зазора кольцевого охлаждающего тракта. В расчетах, результаты которых представлены на рассматриваемом графике, предполагалось, что в то время невозможно было обеспечить зазор меньше 1 мм.

Таким образом, перед исследователями 30-х гг. на пути реализации внешнего регенеративного охлаждения (с целью обеспечения стационарной температуры внутренней стенки камеры) стояли серьезные трудности. Еще более сложно было решить эту задачу с помощью одного лишь внутреннего охлаждения: недостаточные знания сущности и особенностей внутрикамерных процессов, отсутствие жаропрочных материалов, технологические трудности применения транспирационного метода охлаждения не оставляли, по существу, никаких надежд на успех.

Вместе с тем определяющая особенность перехода к динамическим методам, присущая для всех специалистов того времени, как раз и состояла в попытках охлаждения камер сгорания с помощью либо одного только внутреннего, либо одного только внешнего охлаждения.

2.2.1. Переход к динамическим методам охлаждения в США

Опыт наглядно показывал Годдарду бесперспективность использования неохлаждаемых камер ЖРД, и перед ним встал вопрос о том, как сохранить материальную часть его двигателей. Выше уже отмечалось, что Р. Годдард не только знал о методах внутреннего и внешнего проточного регенеративного охлаждения, но даже попытался и практически реализовать их сочетание. Казалось бы, что возросшие после решения начальных задач потребности в увеличении длительности непрерывной работы ЖРД логично приведут его к продолжению исследований по этому весьма перспективному виду комбинированного охлаждения. Однако Р. Годдард понимал, видимо, недостатки внешнего охлаждения бензином и (или) жидким кислородом, и вместо того чтобы применить более удачное топливо решил ограничиться использованием одного лишь внутреннего охлаждения. На разработанном в 1928 г. небольшом двигателе внутреннее охлаждение создавалось бензином, поступавшим в камеру через две форсунки (расположенные около головки на цилиндрической части камеры на диаметрально противоположных ее сторонах) таким образом, что жидкая пленка двигалась по окружности стенок камеры «тангенциально», предохраняя ее тем самым от прямого воздействия пламени. Окислитель подавался через единичную форсунку, установленную в центре головки [271, с. 646].

Огневые испытания, начавшиеся в сентябре 1928 г., как правило, заканчивались разрушением двигателя через несколько секунд после его запуска, но в одном из опытов он проработал непрерывно 50 с — результат, который Р. Годдарду не удалось превысить на своих ЖРД, созданных в 30-е гг. К сожалению, подробности опыта до сих пор неизвестны, можно лишь предположить, что он проводился при весьма большом избытке горючего. По крайней мере, в ходе следующего испытания при соотношении компонентов, близком к стехиометрическому, двигатель прогорел через 17 с работы [271, с. 650].

Испытания с этой камерой продолжались вплоть до июля 1929 г., и все они оказались малоудовлетворительными с точки зрения ее охлаждения. Пытаясь увеличить время непрерывной работы ЖРД, ученый создал новый двигатель с камерой, имевшей необычную даже для того времени квадратную форму поперечного сечения. Пленка внутреннего охлаждения создавалась на этот раз с помощью четырех трубок, расположенных в районе головки по периметру камеры параллельно ее стенкам, причем на каждую стенку приходилась одна трубка. Все они имели внешний диаметр примерно 6 мм, и на них было просверлено 272 отверстия на расстоянии 1,6 мм друг от друга, направлявшие поток бензина под углом 16° к стенке. Создаваемая таким образом на стенках пленка жидкости, по замыслу конструктора, должна была быть равномерной по периметру камеры и вследствие этого лучше предохранять ее стенки, чем на предыдущем ЖРД.

Еще одно нововведение состояло в том, что топливо вводилось в камеру в виде большого числа конусных струй, причем пара кислородных струй соударялась с одной бензиновой под углом 45°. Форсунки, выступавшие внутрь камеры, представляли собой пробки на концах квадратных труб и имели по несколько отверстий. Вся система этих труб для удобства размещалась в четырехугольной стальной пирамиде, прикрепленной своим основанием к головке. Поверхности трубок и пирамиды с целью теплозащиты были покрыты огнеупорным материалом. Так как стенки пирамиды могли разрушаться под действием внутрикамерного давления, в них были предусмотрены два отверстия для выравнивания давления с внешней и внутренней сторон стенок.

Камера имела длину 266 мм, длина стороны квадратного критического сечения составляла 27 мм, длина закритической части сопла — 350 мм, срез сопла также имел форму квадрата размером 90х90 мм. Камера была усилена от вспучивания двумя бандажами, ее полная масса составляла 2,26кг [168, с. 2–3].

Следует отметить, что одна из задач, стоявшая перед Р. Годдардом в то время, заключалась в необходимости обеспечивать своевременное зажигание топливной смеси. Если зажигание запаздывало, в камере накапливались компоненты топлива, взрывавшиеся тотчас после их воспламенения. Именно такая картина наблюдалась при первом огневом испытании указанного двигателя, состоявшемся 3.XII.1929 г. Однако, как выяснилось в ходе последующих опытов, даже в случае успешного запуска, двигатель неминуемо прогорал через несколько секунд работы. Так, например, 6. XII двигатель быстро прогорел в районе критического сечения сопла; 14.XII он проработал до прогара всего 6 с, развив при этом тягу порядка 6,5 кгс (64 Н) при давлении в камере 5—10 кгс/см² (0,51—1,02 МПа) и удельном импульсе 69 с (680 м/с) [168, с. 3–4].

Неэффективность охлаждения вызвала у Годдарда серьезную озабоченность, и он принял совершенно правильное, на наш взгляд, решение: проводить параллельные испытания камер, имеющих лишь одно какое-либо отличие друг от друга, с тем, чтобы путем сравнения определить влияние этого отличия на работу ЖРД. 4.II.1930 г. он провел огневые испытания двух цилиндрических камер, отличавшихся лишь типом форсуночных головок («плаг-тип» и «дент-тип») [168, с. 5—6]. Оба опыта закончились прогарами через 2—4 с, что, разумеется, не удовлетворяло ученого.

Анализ результатов эксперимента привел Годдарда к выводу о том, что камера с форсунками типа «плаг» более благоприятна с точки зрения проблемы охлаждения и в этом смысле более перспективна [168, с. 5—6]. Он пытается воспользоваться этой информацией и с учетом ее аналогичным методом получить новые сведения об особенностях охлаждения своих двигателей. С этой целью он вновь создает две аналогичные по конструкции камеры, отличающиеся друг от друга лишь конструкцией форсуночной головки (с форсунками типа «плаг») и способом создания внутренней завесы бензина.

В первом опыте, проведенном 4.III.1930 г., испытывалась камера с пятью форсунками для каждого компонента, расположенными так, что все струи топлива встречались в одной точке.

Она имела головку в форме конуса с углом раствора 60°, покрытую изнутри корундом, сопло длиной 230 мм; длина ее цилиндрической части составляла 254 мм, диаметр — 103 мм. Две стальные трубы внешним диаметром 22 мм, сплющенные на концах так, что имели выходное отверстие, по форме близкое к прямоугольному, с размерами сторон 17,5 x 4 мм, создавали на стенках камеры «тангенциальную» пленку горючего. Эти трубы располагались на диаметрально противоположных сторонах цилиндрической части камеры в районе ее стыка с головкой [168, с. 6—7].

Сразу же после запуска камера взорвалась из-за неполадок в системе подачи топлива.

Вторая камера, испытанная в тот же день, имела большее число форсунок (точное их количество неизвестно), а пленка бензина создавалась через отверстия, просверленные в одной трубе, располагавшейся у головки по окружности камеры. Опыт закончился прогаром в нижней части камеры через 4 с работы ЖРД, развившего тягу порядка 80 кгс (785 Н) [168, с. 7].

Несмотря на неудачный первый эксперимент, не давший, по существу, никакой новой информации, Р. Годдард, обобщив все свои опыты с многофорсуночными двигателями, пришел к выводу о том, что полученные результаты хуже тех, которые имели место при испытаниях в 1929 г. камеры с одной форсункой окислителя, расположенной в центре ее головки, и двумя форсунками бензина, создававшими тангенциальную завесу на стенке.

Этот вывод был, по-видимому, основан на том, что в трехфорсуночной камере на внутреннее охлаждение шел весь расход горючего, а в многофорсуночной — лишь часть его. Р. Годдард пытается получить практическое подтверждение правильности этого вывода. 13.III.1930 г. он провел испытание трехфорсуночной камеры, имевшей примерно те же размеры, что и испытывавшаяся 4.III. Форсунка кислорода была установлена в центре головки — 60°-ного конуса, бензин подавался, как раньше, через две сплющенные на концах трубы, создававшие «тангенциальную» пленку внутреннего охлаждения [168, с. 8]. Эксперимент закончился взрывом кислородного бака сразу же после запуска двигателя.

Рис. 15. Части двигателя Годдарда с транспирационным охлаждением

В тот же день ученый повторил первый опыт, состоявшийся 4.III. На этот раз двигатель проработал 4 с и прогорел в районе сопла [168, с. 8]

5.IV он вновь провел испытания обеих камер, в ходе которых многофорсуночная камера прогорела через несколько секунд в районе сужающейся части сопла, а трехфорсуночная проработала 25 с, развив максимальную тягу порядка 45 кгс (440 Н) 1168, с. 10]. Правда, опыт закончился прогаром сопла, но успех все-таки был налицо: двигатель проработал заметный промежуток времени. Таким образом, Годдард получил наглядное подтверждение правильности своего вывода.

На всякий случай 21.IV он повторил опыт с трехфорсуночной камерой, и опять двигатель работал удовлетворительно: тяга — 77 кгс (755 Н), удельный импульс — 165 с (1620 м/с), время работы до прогара — 10 с [168, с. 10]. Конечно, 10 с не так много, но это все-таки больше, чем те 4 с, которые работали многофорсуночные двигатели, и, кроме того, столь большая величина удельного импульса ни разу не наблюдалась ранее.

Сознавая важность решения проблемы охлаждения, понимая, что с помощью применяемых методов ему не удается получить желаемую длительность работы своих ЖРД, ученый проводил поиск и других способов защиты стенок двигателей от действия высоких температур. В конце концов, он пришел к идее метода пористого, или, как его еще называют, транспирационного охлаждения. В тот же день, 21.IV.1930 г., он провел огневое испытание двигателя (рис. 15), цилиндрическая часть камеры сгорания которого была изготовлена из керамического пористого материала.

Камера сгорания имели длину 260 мм и толщину стенки 12 мм. Головка камеры представляла собой усеченный конус, облицованный изнутри огнеупорным материалом (корундумом). Сужающаяся часть сопла, имевшая форму конуса с углом раствора 60° , и само сопло были также изготовлены из пористого материала. Толщина стенки сопла составляла 9,5 мм, диаметр критического сечения — 25 мм, длина сопла — 268 мм, диаметр его среза — 62,5 мм.

Вокруг камеры и сопла был предусмотрен кожух из листового никеля. Кожух представлял собой цилиндр диаметром 148 мм и длиной 260 мм с присоединенной к нему нижней конической частью длиной 250 мм, сужающейся к срезу сопла от 148 до 100 мм. Стыки между пористыми частями камеры были заполнены корундумом. Бензин вводился в камеру через единичную форсунку, расположенную на головке, в центре ее. При работе двигателя жидкий кислород с помощью четырех труб, через специальный кольцевой коллектор, расположенный в месте стыка камеры и головки, подавался в пространство между кожухом и стенкой камеры и за счет избыточного давления продавливался через поры стенки. Испаряясь, кислород предохранял стенки от прогара. Чтобы избежать большого расхода кислорода через стенки сопла, в пределах которого давление продуктов сгорания существенно ниже, чем в камере сгорания, была предусмотрена частичная облицовка сопла корундумом. Облицовка располагалась в виде нескольких продольных полос по длине сопла.

Результаты испытаний разочаровали Р. Годдарда: двигатель, развив тягу 21 кгс (206 Н) при удельном импульсе 45 с (440 м/с), проработал всего 8 с и прогорел [168, с. 11 —12].

После этого испытания он возвращается к работам по трехфорсуночному двигателю. Одна из проблем, стоявшая перед ним, состояла в том, что при вытеснении топлива из баков под давлением собственных паров окислителя (кислорода) не удавалось обеспечить необходимый уровень давления в камере. Для ее решения он предусматривает вокруг камеры внешний цилиндрический кожух с зазором 12,5 мм. В районе сопла кожух сужался до радиуса порядка 88 мм на срезе. По зарубашечному пространству от головки к срезу сопла протекал жидкий кислород, газ от испарения которого использовался для наддува баков топлива. Разумеется, жидкий кислород при этом несколько охлаждал камеру, но этот эффект был незначительным, и ученый в своих рассуждениях им попросту пренебрегал. Кроме того, в зарубашечном пространстве он предусмотрел специальные перфорированные перегородки для «уменьшения скорости протекания жидкого кислорода», что прямо противоречило требованиям охлаждения.

Испытание этого двигателя, состоявшееся 30.VI, окончилось аварией из-за отказа воспламенителя [168, с. 13]. При повторном опыте 29.Х ЖРД проработал 20 с, развил тягу 63,5 кгс (620 Н) при давлении в камере 14 кгс/см² (1,43 МПа), после чего взорвался бензиновый бак [168, с. 17]. Р. Годдард провел некоторую модернизацию своего двигателя — изменил конструкцию кожуха, который теперь был изготовлен из 16 медных трубок внешним диаметром 6 мм (рис. 16). Трубки располагались вдоль сопла и нижнего конуса» камеры между двумя трубами-коллекторами диаметром 12,5 мм. Кислород подавался в нижний коллектор, проходил по трубчатому кожуху и из верхнего коллектора направлялся в баки горючего и окислителя. Испытания, проведенные 11 и 24.XI, закончились неудачей. 26.XI двигатель проработал 18 с и развил максимальную тягу 45,3 кгс (445 Н) при давлении в камере порядка 18 кгс/см² (1,84 МПа) [168,с. 18].

Десяток-другой секунд непрерывной работы ЖРД не удовлетворяют Р. Годдарда, и он пытается найти более эффективные пути решения проблемы охлаждения. Обратив внимание на то, что расход кислорода существенно больше расхода бензина, он делает попытку обеспечить внутреннее охлаждение кислородом. С этой целью он предусматривает подачу окислителя через две форсунки, служившие ранее для подачи горючего и создания на стенке жидкой пленки, а бензина — через одну форсунку, с помощью которой до этого подавался окислитель. В ходе огневого испытания, состоявшегося 15.I.1931 г., двигатель, развив тягу 15–20 кгс (147–196 Н), через 15 с работы прогорел [168, с. 22].

Рис. 16. Один из двигателей Годдарда с трубчатым кожухом

Ученый понимает, что цилиндрическая форма камеры сгорания при равном объеме со сферической имеет более значительную площадь тепловоспринимающей поверхности. Стремясь выиграть хотя бы несколько дополнительных секунд непрерывной работы своих ЖРД, Р. Годдард решает использовать возможности сферической формы камеры. Он разрабатывает двигатель, камера сгорания которого состояла из двух никелевых полусфер диаметром 288 мм. Внутреннее охлаждение, как и на предыдущей модели, осуществлялось жидким кислородом, подаваемым через две форсунки, расположенные друг против друга на 7,8 мм выше «экватора» сферы. Бензиновая форсунка располагалась наверху (относительно сопла) сферы и была снабжена завихрителем, создававшим струю в виде конуса с углом раствора 90° (предполагалось, что струя, поступая в камеру, будет ударяться о ее стенку). Еще одно нововведение на этом двигателе малопонятно. Для предохранения от перегрева верхней половины сферы внутри камеры был предусмотрен «дефлектор», представлявший собой стальной конус с диаметром основания 200 мм. Он крепился вершиной к верхней полусфере, а его основание было на 26 мм выше стыка полусфер. Снаружи и внутри он был покрыт огнеупорным материалом и, как предполагал Р. Годдард, должен был воспрепятствовать процессу горения в верхней полусфере. Еще одно техническое решение, использованное на этом ЖРД, было своего рода шагом назад от динамических к статическим методам охлаждения: ученый вокруг камеры сгорания и сопла предусмотрел кожух, заполненный водой. Конечно, для уровня, на котором находились двигатели Р. Годдарда, это решение можно считать целесообразным. С 30.III по 9.V.1931 г. двигатель несколько раз подвергался огневым испытаниям, большинство из которых закончились прогарами. Максимальное время его непрерывной работы составляло примерно 20—25 с, средняя тяга достигала в некоторых опытах 90–95 кгс (880—930 Н), удельный импульс колебался от опыта к опыту от 100 (980) до 138 с (1350 м/с) [168, с. 22—23]. Таким образом, несмотря на использование сферической камеры, кожуха с водой, Р. Годдарду не удалось получить сколько-нибудь заметного выигрыша в длительности работы этого ЖРД по сравнению, например, с двигателем, испытывавшемся 29.Х и 26.XI.1930 г. Кроме того, технологическая сложность изготовления (в тех кустарных условиях, в которых приходилось работать ученому) сферических камер привела к тому, что он навсегда отказался от их применения.

Свои усилия Р. Годдард вновь сосредотачивает на отработке цилиндрической трехфорсуночной камеры, пытаясь при этом использовать все известные ему возможности ее охлаждения.

Длина камеры сгорания составляла 250 мм, диаметр — 100 мм, длина сопла — 610 мм; сопло увеличивалось в диаметре от 25 до 125омм, головка и докритическая часть сопла имели конусную форму с углом раствора 90°.

Ни один из предыдущих двигателей не имел столь сложной системы охлаждения, как этот. Камера сгорания по-прежнему охлаждалась внутренней пленкой кислорода, создаваемой с помощью двух форсунок; сопло имело внутреннее охлаждение водой, вводившейся через щель шириной 8 мм, расположенную на 6 мм выше критического сечения сопла; вокруг сопла располагался кожух, наполненный водой, используемой также и для указанного внутреннего охлаждения; внутренние поверхности головки и докритической части сопла были облицованы огнеупорным материалом. Кроме того, для уменьшения температуры сгорания топлива испытания проводились при большом избытке окислителя. Однако все эти меры не дали желаемого результата: время работы двигателя (19.V) составило 17,5 с при давлении в камере 14 кгс/см² (1,43 МПа) и среднем удельном импульсе порядка 90с (880м/с) [168, с. 25].

Работы Р. Годдарда зашли в тупик. Все методы охлаждения, казавшиеся ему приемлемыми, были опробованы, причем, несмотря на то, что каждый лишний фунт массы двигателя уменьшал и без того незначительную высоту полета его ракет, ученый для решения проблемы охлаждения пошел на крайне нежелательное с этой точки зрения применение кожуха с водой. Но непрерывное время работы ЖРД, словно заколдованное, не увеличивалось.

Конечно, выбранные Р. Годдардом компоненты топлива были неудовлетворительными хладагентами, но в сложившейся ситуации их применение для внешнего регенеративного охлаждения, отработка последнего могли бы дать некоторый положительный эффект и время непрерывной работы двигателей могло бы увеличиться, что позволило бы ученому обеспечить более эффективный полет своей ракеты. Однако Р. Годдард эту возможность не использует и, перечеркнув, по существу, все свои предшествующие работы по ЖРД с внутренним охлаждением окислителем, он вновь начинает применять охлаждение горючим, сосредоточив свои усилия на отработке двигателя, подобного тому, который испытывался в октябре-ноябре 1930 г., но имевшего увеличенные размеры.

Камера сгорания имела цилиндрическую форму и была изготовлена из листового никеля. Ее диаметр составлял 140 мм, длина равнялась 275 мм. Верхний и нижний конусы имели угол раствора 120°, причем верхний конус был покрыт огнеупорным материалом. Длина сопла составляла 350 мм, диаметр критического сечения — 35 мм, диаметр среза — 87 мм. Одна кислородная форсунка размещалась на верхнем конусе, а две форсунки горючего создавали «тангенциальную» завесу. Вокруг сопла был предусмотрен кожух из 26 медных трубок диаметром около 5 мм.

Отказ от применения в качестве хладагента жидкого кислорода был закономерен — избыток окислителя в пристеночном слое продуктов сгорания способствовал прогару стенки. Но вряд ли можно признать целесообразным отказ от применения водяного охлаждения, которое могло позволить получить выигрыш в несколько дополнительных секунд работы двигателя, так необходимых Р. Годдарду. В этом решении ученого, по-видимому, определяющую роль сыграло стремление улучшить весовые характеристики его ракет.

Рис. 17. Один из двигателей Годдарда с инвертированным конусом

При испытаниях, состоявшихся 23 и 28.V.1931 г., двигатель работал примерно 20 с, развил тягу порядка 70 кгс (686 Н) при давлении в камере, равном 10—12 кгс/см² (1,02—1,22 МПа). Его удельный импульс был очень низким и составлял примерно 100 с (980 м/с) [168, с. 26].

В ходе последнего опыта огнеупорное покрытие головки-конуса разрушилось, а также прогорела камера в районе одной из форсунок горючего. С целью избежать перегрева верхнего конуса ученый несколько изменил систему охлаждения. В месте стыка цилиндрической части камеры с головкой он расположил никелевое кольцо, выступавшее на 4,7 мм внутрь и на 6,3 мм наружу камеры. К нему внутри камеры крепился конус (рис. 17) с углом раствора 45°, вершина которого была направлена к соплу. На поверхности конуса, облицованного огнеупорными материалами, были предусмотрены четыре отверстия для выравнивания давления с обеих сторон его стенки. Этот («инвертированный») конус предназначался для теплозащиты головки, причем Р. Годдард, по-видимому, считал допустимым его (т.е. конуса) разрушение в процессе работы двигателя. Кроме того, изменения коснулись также места установки и конструкции форсунки окислителя, которая на этот раз располагалась на цилиндрической части камеры, на 60 мм ниже места ее стыка с головкой. Через специальное отверстие в форсунке проходил стержень диаметром 3,7 мм, на конце которого крепился стальной диск, отстоявший от форсунки на расстоянии 10 мм. Этот диск должен был отражать кислород вверх и наружу.

23.XI двигатель проработал в течение 24 с, развил тягу в 122 кгс (1200 Н) при удельном импульсе 153 с (1500 м/с) [168, с. 33].

Следует отметить, что наддув бака горючего газообразным кислородом имел один определяющий недостаток: нагретый кислородный газ проникал через зазор между поршнем и стенкой бака и перемешивался с парами бензина, что при определенных условиях приводило к возгоранию получавшейся смеси и, как следствие этого, к взрыву. Такое явление на двигателях Р. Годдарда часто имело место. Так, например, взрыв бензинового бака произошел 13.Х при полете ракеты, через две недели вновь та же картина: взрыв бака на 9-й секунде полета.

Р. Годдард решил исправить такое положение и, сосредоточившись на доводке системы подачи топлива, на некоторое время прекратил свои работы по совершенствованию методов охлаждения. В ноябре он впервые начинает использовать для наддува баков нейтральный газ — азот. Разумеется, на ракете появился еще один бак — для жидкого азота, который газифицировался все в том же трубчатом кожухе. Однако, решив, таким образом, одну задачу, исследователь оказался перед необходимостью решать другую. Дело в том, что в трубчатый кожух азот (как и ранее кислород) подавался под действием давления собственных паров и расход его оказывался недостаточным для того, чтобы поддерживать нужный уровень давления в камере за все время работы двигателя. Р. Годдард предпринимает попытку кардинального решения этой задачи. С этой целью он с помощью «пульсирующего» насоса начал подавать в пространство, образованное верхним конусом камеры и «инвертированным» конусом, не имевшем отверстий, «пульсирующими волнами» с малым интервалом жидкий азот, который там испарялся и направлялся далее в бак с жидким азотом, что позволяло обеспечивать подачу азота «с повышенной скоростью» в трубчатый кожух. Регулировка поступления азота в «конусное пространство» осуществлялась с помощью специального «пневматического регулирующего клапана». Частота интервалов поступления азота в «конусное пространство» регулировалась с помощью часового механизма.

При испытании, состоявшемся 23.XII, двигатель развил максимальную тягу 95 кгс (930 Н), работал в течение 31 с и имел удельный импульс 93 с (910м/с) [168,с.41].

Следующий опыт был проведен 14.I.1932 г. с камерой, испытывавшейся 23.XI. При этом была сделана попытка вновь подавать азот под действием силы тяжести в трубчатый кожух. Но это и последующее испытание 23.I окончились неудачей. 26.I ученый проводит опыт по подаче азота с помощью легкого насоса — двигатель за 19 с работы развил максимальную тягу порядка 100 кгс (980 Н) при удельном импульсе 112 с (1100м/с) [168, с. 35].

После еще нескольких испытаний, состоявшихся в феврале — мае 1932 г., в ходе которых ЖРД работал примерно 20—30 с, развивая максимальную тягу 80–85 кгс (785–830 Н) при удельном импульсе 100–137 с (980–1340 м/с), в работах Р. Годдарда по ЖРД наступил перерыв. Разразившийся экономический кризис стал непреодолимой преградой на пути получения соответствующих ассигнований от его меценатов.

Практические работы возобновились лишь в начале 1935 г., когда ученый проводит серию запусков ракет. Двигатель при этом не претерпел существенных изменений, если не считать того, что испарительная система подачи топлива азотом была заменена обычным баллоном со сжатым газом. Ракеты в ряде случаев поднимались на высоту 1,5—2 км, что для Р. Годдарда было большим достижением. Конечно, он понимал, что высоту полета желательно увеличить, но на этом пути стояли серьезные трудности. Применяемая система охлаждения не позволяла увеличить время непрерывной работы двигателя, составлявшее в лучшем случае 20—30 с, да и то на стенде. Проблема охлаждения не давала также возможности повысить и удельный импульс за счет увеличения полноты сгорания топлива. Давая себе полный отчет в этом, Р. Годдард перешел к другим методам. Он проектирует новую ракету с более мощным двигателем, имеющую более значительную величину отношения тяги к стартовой массе. Если на предыдущей ракете эта величина равнялась примерно двум, то на новой ракете она была увеличена до 3,6 кгс/кг. Увеличение этого отношения при прочих равных условиях приводило к возрастанию величины ускорения полета ракеты и, как следствие этого, к увеличению высоты ее подъема.

Приступая к разработке двигателя этой ракеты, Р. Годдард, по-видимому, надеялся, что, увеличивая размеры предыдущего ЖРД и сохраняя ту же систему охлаждения, он обеспечит все те же 20–30 с непрерывной работы. Однако этим надеждам не суждено было сбыться.

Новый двигатель имел цилиндрическую камеру сгорания диаметром 250 мм, длиной 375 мм, изготовленную из листового никеля толщиной 1,5 мм.

Нижний конус имел угол раствора 60° и переходил в сопло длиной 600 мм, изготовленное также из листа никеля толщиной 0,95 мм. Диаметр критического сечения составлял 60 мм, диаметр среза — 137 мм. Между верхним 45°-ным конусом и цилиндрической частью камеры располагалось плоское кольцо, выступавшее внутрь камеры на 30 мм. К кольцу крепился все тот же «инвертированный» конус с углом раствора 45°. И кольцо и конус имели облицовку из огнеупорного материала. На вершине инвертированного конуса на специальном стержне крепилась форсунка окислителя, а также ее дефлектор диаметром 19 мм. Бензин входил через два диаметрально противоположенных тангенциальных отверстия, расположенных на 20 мм ниже стыка кольца и камеры, и создавал на стенке жидкостную пленку.

Таким образом, этот ЖРД был в основном подобен предыдущему и отличался от него лишь несколько большими размерами и конструкцией форсунки окислителя.

Первое же огневое испытание (К-1), состоявшееся 22.XI.1935 г., принесло Р. Годдарду неожиданность: несмотря на очень низкую полноту сгорания топлива (удельный импульс составил 105 с (1030 м/с), двигатель проработал до перегрева всего 15с [168, с. 27]).

С целью повышения эффективности охлаждения ученый увеличил число форсунок горючего, создававших внутреннее охлаждение, с двух до четырех, расположив их на равном расстоянии друг от друга по окружности камеры у ее головки. Однако ряд испытаний (К-2—К-5) приносит малоутешительные результаты: время непрерывной работы ЖРД оказывается 12–14 с при тяге в пределах 215–360 кгс (2100–3530 Н), давлении в камере 7—12 кгс/см² (0,72–1,22 МПа) и удельном импульсе 100–152 с (980–1490 м/с) [168, с. 73–76].

В опыте К-6, проведенном 14.I.1936 г., подача бензина на внутреннее охлаждение была увеличена на 20%. Кроме того, вокруг сопла был предусмотрен кожух, наполненный водой, причем нижний и верхний его края были соединены стальной трубой диаметром 50 мм для того, чтобы «облегчить конвекцию», — решение вряд ли оправданное. Но и эти меры не дали желаемого эффекта, и время работы ЖРД составило всего 10 с [168, с. 76].

Последующие опыты серии «К» проводились при пониженном расходе кислорода, но время работы двигателя оставалось в пределах 3—10 с [168, с. 77—78] и ограничивалось в основном возникающей неустойчивостью горения или (и) неэффективностью применяемого метода охлаждения.

В ходе предполетных и летных испытаний (серия L) картина не изменилась: камера прогорала через несколько секунд работы. Правда, в опыте L-1 двигатель проработал 19 с, в опыте L-4—28 с, но столь большая длительность достигалась неоправданно дорогой ценой — существенными потерями в силе тяги. Так, например, при испытании L-4 тяга двигателя составила всего 248 кгс (2440 Н) вместо максимально достигнутой в одном из опытов величины, равной 360 кгс (3530 Н), полученной также при заметных потерях в удельном импульсе.

Таким образом, особенности охлаждения этого двигателя были таковы, что при сравнительно большой тяге он работал максимум 10 с (хотя в ряде случаев из-за неустойчивого процесса горения прогары наступали и раньше), а увеличение длительности его работы до 20—30 с оказывалось возможным лишь при значительных потерях в величине его тяги. Но малая тяга никоим образом не устраивала Р. Годдарда, так как в этом случае он, по существу, не получал выигрыша в высоте подъема своей ракеты по сравнению с предыдущей ракетой меньшего размера. Получался своего рода порочный круг: можно было обеспечить удовлетворительную величину силы тяги, но тогда время работы двигателя становилось незначительным; при большой же длительности работы величина тяги оказывалась слишком малой. И в том и в другом случае не удавалось получить выигрыш в высоте полета ракеты.

Сейчас трудно установить, в какой мере Р. Годдард понимал сложившуюся ситуацию. Ясно одно: он сделал вывод, что большие камеры сильнее подвержены прогарам и после двух запусков своей ракеты, поднявшейся при этом в обоих случаях всего на 60 м, он прекратил свои работы по совершенствованию ее ЖРД.

Итак, работы Р. Годдарда снова зашли в тупик. Система охлаждения двигателей была столь несовершенной, что не позволяла ни увеличить длительность их работы, ни повысить их экономичность, ни увеличить их тягу.

Причину уменьшения времени работы двигателей при увеличении их размеров ученый видел в увеличении при этом площади тепловоспринимающей поверхности, относительно слабо защищенной внутренней завесой. В поисках выхода из этого положения он пришел к идее так называемого дискретного охлаждения.

Он писал: «Так как скорость бензинового потока весьма значительно уменьшается после прохождения очень короткого тангенциального расстояния, прогара можно избежать путем использования большого числа бензиновых форсунок, расположенных вдоль по длине и по окружности камеры сгорания на некотором расстоянии друг от друга, что позволит обеспечить большую величину тангенциальной скорости во всех точках поверхности. Даже большие камеры могут быть предохранены таким образом» [168, с. 94–95].

Однако практическое применение такого вида внутреннего охлаждения, по-видимому, показалось ему сложным, и он уже в который раз возвращается назад, к тому, что уже было ранее сделано: к работе по двигателю меньшего размера (диаметр камеры 144 мм), испытывавшегося впервые 23.XI 1931 г.

Вместе с тем ученый не хотел отказываться от ракеты в целом. Он принял решение попытаться заменить на ней один большой двигатель связкой из четырех небольших двигателей с диаметром камеры 144 мм. Полет ракеты с такой двигательной установкой состоялся 7.XI 1936 г. [168, с. 95], однако, разумеется, он в полной мере не удался из-за прогара одной из камер.

Автор работы [7] отмечает, что «опыт с четырехкамерной связкой был поставлен, можно подумать, от отчаяния» [7, с. 199]. С этим утверждением вполне можно согласиться — низкая надежность каждой из камер не оставляла, по существу, никаких надежд на успех, и поэтому не случайно этот запуск стал заключительным аккордом в работе Р. Годдарда над большой ракетой.

Прежде чем приступить к совершенствованию маленького ЖРД, ученый решил опробовать ряд других компонентов топлива. Это были первые опыты Р. Годдарда по выбору топлива, которые, в частности, показали, что видимый ученым ассортимент компонентов, потенциально пригодных для использования в ЖРД, был крайне ограничен. Он проверил только авиационный бензин и керосин, придя при этом к выводу, что они не дают каких-либо преимуществ по сравнению с обыкновенным бензином, на котором работали все его двигатели рассматриваемого периода.

Ученый начал свою новую серию работ по доводке этого ЖРД, работавшего на прежнем топливе, с попытки увеличить расход окислителя. Однако это ухудшило условия охлаждения камеры, и опыт L = 9, проведенный 28.XI.1936 г., закончился ее прогаром через 6 с работы [168, с. 98].

Последующие несколько испытаний (в том числе и летных) проводились с двигателем, не имевшим существенных отличий от предыдущего — совершенствовалось лишь огнеупорное покрытие «инвертированного» конуса, несколько изменялось соотношение компонентов топлива и конструкция форсунок бензина и кислорода. Время работы ЖРД более или менее стабилизировалось и составляло 20—30 с.

В октябре 1937 г. Р. Годдард, пытаясь повысить давление в камере, вновь начинает использовать трубчатый кожух для испарения жидкого азота. Этот кожух представлял собой систему тонких медных трубок, навитых на поверхность камеры и сопла. Разумеется, что жидкий азот, проходя по этим трубкам, несколько охлаждал стенки двигателя, хотя интенсивность теплоотдачи при этом была мала. Для подачи азота из баков в кожух использовался легкий насос. 12.XI (опыт L = 20) двигатель проработал почти 40 с, развив среднюю тягу порядка 100 кгс (980 Н) при давлении в камере 8,4 кгс/см² (0,86 МПа). Это испытание проводилось при большом избытке горючего (соотношение расходов компонентов топлива равнялось 1), удельный импульс был очень низким и составлял всего 130 с (1275 м/с [168, с. 126]).

Потерпев фиаско при попытке повысить полноту сгорания топлива при данном давлении, при попытке повысить тягу ЖРД путем увеличения ее размеров, Р. Годдард решил подойти к совершенствованию своего двигателя с другой стороны — за счет повышения давления в камере.

18.XII испытывался двигатель (опыт L-22) с давлением в камере, равном примерно 12 кгс/см² (1,22 МПа). Он проработал 30,5 с при отношении расхода кислорода к расходу бензина, составляющем 0,665 (т.е. при еще большем избытке горючего, чем в опыте L-20), развил среднюю тягу в 115 кгс (1130 Н) при удельном импульсе, находившемся в пределах 114–120 с (1120–1180 м/с) [168, с. 129].

Другими словами, повышение давления в камере по сравнению с предыдущим двигателем примерно в 1,4 раза и тяги в 1,15 раза привело к сокращению длительности работы ЖРД почти на 10с.

Пытаясь повысить величину тяги, Р. Годдард решил увеличить немного размеры камеры. Он создает двигатель, камера которого имела диаметр 175 мм и длину 910 мм. Внутренняя завеса бензина создавалась на этот раз с помощью не двух, как ранее, а трех форсунок, расположенных по окружности камеры на одинаковом расстоянии друг от друга. На цилиндрическую часть камеры была спирально намотана алюминиевая трубка внешним диаметром 1,7 мм, наполненная водой. Ее концы были опущены в бак с водой, с тем чтобы, как предполагал Р. Годдард, усилить естественную конвекцию. Эта трубка служила своего рода охлаждающей рубашкой камеры, хотя эффективность такой конструкции была низкой, а попытка получить выигрыш в естественной конвекции за счет соединения трубки с баком с водой — попросту иллюзорной. Трубчатый кожух на этом ЖРД не применялся, и подача топлива производилась с помощью баллона со сжатым азотом.

При испытании 23.XII (L-23) двигатель развил за 22,3 с среднюю тягу, равную примерно 205 кгс (2000 Н), при давлении в камере в пределах 10—12 кгс/см (1,02—1,22 МПа). В этом опыте при отношении расхода окислителя к расходу горючего, равном 0,65, удельный импульс составил 119с (1170м/с) [168, с. 130].

В следующем опыте (L-24) с камерой диаметром 144 мм Р. Годдард увеличил относительный расход кислорода (отношение расхода окислителя к расходу горючего составило примерно 0,715). Двигатель проработал 30,5 с (по-видимому, за счет уменьшения размеров камеры), развив максимальную тягу 200 кгс (1960 Н) при давлении в камере 11,9 кгс/см² (1,21 МПа) и удельном импульсе 127 с (1250 м/с) [168, с. 132].

Заканчивая рассмотрение работ Р. Годдарда, отметим, что в дальнейшем ему не удалось добиться прогресса в решении проблемы охлаждения. Новых идей в этой области у ученого не было, его двигатели по-прежнему работали лишь кратковременно при сравнительно низком удельном импульсе. Свои усилия он сосредоточил в основном на совершенствовании системы подачи топлива — на разработке турбонасосного агрегата, приводимого сначала газообразным кислородом, получаемым все в том же трубчатом кожухе, затем с помощью продуктов сгорания, отбираемых из камеры, и, наконец, с помощью газогенератора, работавшего на основных компонентах топлива с большим избытком кислорода.

Как ни странно, по сравнению с Р. Годдардом не менее значительных успехов в решении проблемы охлаждения добились специалисты Американского ракетного общества.

Выше уже отмечалось, что в 1933 г. членом этого Общества Булом был создан двигатель с камерой, имевшей охлаждение набегающим потоком воздуха. Следует добавить, что критическое сечение сопла этого двигателя впервые в США имело внешнее проточное регенеративное охлаждение бензином, протекавшим по специальной рубашке. Однако двигатель Була не стал переломным моментом в развитии методов охлаждения ЖРД в АРО — ни сам Бул, ни его коллеги по Обществу не заметили перспективности регенеративного охлаждения.

Вместе с тем попытки запусков ракет, предпринимаемые время от времени специалистами АРО, наглядно показали необходимость тщательной отработки двигателя, из-за неудовлетворительного качества которого все запуски оканчивались авариями. Это, в конечном счете, привело к решению о прекращении испытаний ракет и о разработке надежного, не прогорающего двигателя [226, с. 148]. В IV.1935 г. в АРО начались многочисленные огневые испытания, в ходе которых делались попытки применения различных методов охлаждения: емкостного — водой, теплоизоляции и теплопоглощения. При этом много внимания уделялось выбору соответствующих материалов, способных работать в условиях ЖРД — были испытаны углеродистые и нержавеющие стали, нихром, графит, металлы с поверхностной закалкой и др. В результате испытаний исследователи пришли к выводу о необходимости замены бензина, использовавшегося в качестве горючего на всех двигателях Общества, на спирт. Кроме того, эти опыты наглядно показали, что все применявшиеся методы охлаждения неудовлетворительны и необходимо найти «динамические средства охлаждения» [226, с. 149]. Неизвестно, какими путями шел бы поиск этих «средств», если бы в 1936 г. в октябрьском выпуске журнала Общества «Астронавтика» не появилась статья австрийского исследователя Е.Зенгера под названием «Ракетный мотор», в которой он изложил идею регенеративного проточного охлаждения  стенок камеры [251, с. 1].

Рис. 18. Двигатель с внешним проточным охлаждением Дж. Уальда
1 — зажигание; 2 — магистраль подачи кислорода; 3 — магистраль подачи спирта; 4 — камера сгорания; 5 — сопло; 6 — форсунки подачи топлива; 7 — охлаждающий тракт

Предложение Е. Зенгера было практически реализовано Дж. Уальдом, создавшим первый в США ЖРД (рис. 18), имевший полностью (т.е. и камеры сгорания и сопла) регенеративное охлаждение спиртом. Этот двигатель впервые прошел огневое испытание 10.XII.1938 г. [251, с. 1], в ходе которого он проработал 13,5 с, развил тягу около 41 кгс (400 Н) при удельном импульсе порядка 1830 м/с [226, с. 151]. После испытания было установлено, что внутренняя стенка алюминиевой камеры в районе головки имела незначительные оплавления [251, с. 1], хотя в целом двигатель остался целым.

К сожалению, нет сведений о максимально допустимом времени непрерывной работы этого двигателя — видимо, в то время соответствующие опыты попросту не проводились, — но нет сомнений, что передача тепла от продуктов сгорания к хладагенту не выходила на стационарный режим, так как расхода спирта не хватало для обеспечения общего теплосъема с поверхности камеры.

Таким образом, в США к концу 30-х гг. исследователи АРО начали практически применять проточное регенеративное охлаждение, а Р. Годдард к этому времени уже широко использовал внутреннее охлаждение. Комбинация этих методов на спиртокислородных ЖРД могла привести к полному решению рассматриваемой проблемы, к стационарному охлаждению двигателей. Однако скрытность Р. Годдарда, державшего в секрете свои работы, помешала этому и указанный метод комбинированного охлаждения стал известен американским специалистам лишь в результате их ознакомления с двигателем немецкой ракеты А-4.

2.2.2. Работы по динамическим методам охлаждения ЖРД в Германии и Австрии

Придя к идее емкостного охлаждения водой, немецкие специалисты, работавшие на «Ракетенфлюгплатце», вскоре сделали следующий шаг в развитии методов охлаждения. Они заменили охлаждение водой на охлаждение горючим, которое подавалось из баков в ту же рубашку, которая использовалась при емкостном охлаждении.

Такую систему охлаждения имел двигатель, предназначенный для ракеты 10L, известной также под названием «четырехручечный репульсор» или «магдебургский летательный аппарат».

Двигатель испытывался с марта 1933 г. Его камера длиной 700 мм имела форму эллипсоида, диаметр критического сечения сопла равнялся примерно 50 мм, диаметр среза — 84 мм. Он потреблял бензин и жидкий кислород, развивал тягу порядка 250 кгс (2450 Н) при давлении в камере 18 кгс/см² (1,84 МПа), время его непрерывной работы составляло примерно 30 с, удельный импульс был низким и составлял примерно 90 с (880 м/с). Для лучшего охлаждения топливо подавалось в камеру с большим (62%) избытком окислителя. Бензин из баков поступал в охлаждающий тракт, зазор которого составлял 66 мм [243, с. 226]. Другими словами, этот ЖРД имел как бы переходную систему охлаждения, имевшую черты как емкостного (с помощью жидкости), так и внешнего проточного регенеративного охлаждения. В своей книге В. Лей приводит аналогичную схему системы охлаждения одного из спиртокислородных двигателей того времени (рис. 19) [46, с. 115] .

С приходом в Германии в 1933 г. к власти фашистов работы на «Ракетенфлюгплатце», как известно, были свернуты. Большое количество специалистов перешли работать на экспериментальную станцию «Куммерсдорф-Запад», относившуюся, как уже отмечалось, к военному министерству.

К. Ридель, являвшийся еще на «Ракетенфлюгплатце» инициатором использования на двигателях спирта, попытался реализовать свои идеи в Куммерсдорфе. Первый спроектированный там двигатель работал на 75%-ном водном растворе спирта и жидком кислороде.

Тяга этого ЖРД составляла 300 кгс (2940 Н) при давлении в камере 10 кгс/см² (1,02 МПа) удельный импульс достигал 184 с (1800 м/с). Двигатель имел вытеснительную систему подачи топлива и охлаждался спиртом, протекавшим с большой скоростью (т.е. зазор был уже уменьшен) по охлаждающему тракту [243, с. 228; 46, с. 156].

Этот ЖРД был полностью готов в 1933 г. и предназначался для ракеты А-1, а в декабре 1934 г. в составе ракет «Макс» и «Морис» (или А-2) он прошел летные испытания, в ходе которых они достигли высоты 2 км [46, с. 156].

Подробности, связанные с разработкой этого двигателя, неизвестны, что приводит к разногласиям, встречающимся в литературе, относительно некоторых особенностей его конструкции. Например, в работах [76, с. 38; 132, с. 71] указывается, что камера сгорания двигателей ракет А-1 и А-2 размещалась в баке горючего, а отсюда некоторые исследователи делают вывод, что охлаждение этих ЖРД осуществлялось с помощью емкостного метода.

В дальнейшем тяга ЖРД ракеты А-1 была увеличена с 300 (2940 Н) до 1000 кгс (9800 Н), т.е. был создан, по существу, новый двигатель, имевший лишь некоторое сходство с тем, который предназначался для ракеты А-1 и использовался на ракете А-2.

Рис. 19. Схема камеры, имевшей «переходную» систему охлаждения [приведена В. Леем], стрелки указывают направление движения горючего

К декабрю 1937 г. в Пенемюнде, куда были перенесены работы Куммерсдорфской группы, уже была готова ракета А-3. Ее двигатель развивал тягу, равную 1500 кгс (14700 Н). Он работал на 75%-ном водном растворе спирта и жидком кислороде, давление в его камере составляло 10 кгс/см² (1,02 МПа), удельный импульс доходил до 184 с (1800 м/с). Топливо в камеру подавалось под давлением азота, который газифицировался с помощью электрических подогревателей. Относительно техники охлаждения этого ЖРД в настоящее время известно лишь то, что он имел проточное охлаждение спиртом [243, с. 228]. Этот двигатель прошел летные испытания в составе ракеты А-3, которые состоялись осенью 1937 г. [46,с. 160].

Следующий двигатель, предназначавшийся для ракеты А-5, имел тягу 4500 кгс (44 кН) и с точки зрения проблемы охлаждения, по-видимому, не имел существенных отличий от предыдущих ЖРД. Его первые летные испытания в составе ракеты А-5 были проведены осенью 1938 г. [46, с.161].

В Австрии практические работы по ЖРД начались лишь в 1933 г. и проводились Е. Зенгером. Они стали известны у нас в стране сравнительно недавно, благодаря историко-техническому исследованию, проведенному И. Зенгер-Бредт и Р. Энгелем, результаты которого приведены в работе [243].

Е. Зенгер развивал свои идеи в основном тем же путем, что и другие исследователи. Задумавшись над методами тепловой защиты, он пришел к идее емкостного охлаждения водой. Не имея возможности проверить эту идею сразу на ракетном двигателе, ученый решил провести эксперимент с помощью газовой горелки. В декабре 1938 г. он, нагревая ею боковую стенку бака с водой, убедился, что этот метод малопригоден для условий ЖРД — стенка быстро прогорала, так как паровая подушка, образовывавшаяся при кипении воды в месте нагрева, оттесняла от стенки воду, нарушая тем самым ее (т.е. стенки) охлаждение [243, с. 230].

После этого опыта Е. Зенгер обратился к поиску материалов, способных работать в условиях ЖРД. С этой целью он нагревал в пламени автогенной горелки пластины и трубы из электродного графита, вольфрама, окиси магния и др. и пришел к выводу о том, что «… самые тщательные меры не могут помешать очень быстрому разрушению футеровки камеры и критического сечения сопла» [243, с. 231–232].

Исследования по огнеупорным материалам приводят Е. Зенгера к двум интересным идеям: во-первых, он предложил допускать в процессе работы двигателя разрушение теплозащитного слоя, обновляя его после каждого полета летательного аппарата [243, с. 232]; во-вторых, он предложил добавлять в топливо «подходящее» вещество (немного карбонила железа, асфальта и т.д.), которое при горении выпадает и осаждается на стенке, «… так что происходит регенерация футеровки стенки» [243, с. 232]. Другими словами, ученый предложил метод охлаждения отложением, нашедший (пока ограниченное) практическое применение в настоящее время.

Первый проект ЖРД Е. Зенгера (SR-1) предполагал разработку длинного конусного расширяющегося сопла, облицованного изнутри огнеупорным материалом и имеющего охлаждающую рубашку для внешнего регенеративного охлаждения [243, с. 230].

Во втором проекте его двигателя (SR-2), в декабре 1933 г. была предусмотрена более сложная система охлаждения. Камера сгорания этого ЖРД должна была иметь покрытие огнеупорными материалами, емкостное охлаждение водой и внешнее охлаждение жидким кислородом, протекающим по спиральной трубке вокруг камеры внутри водяной рубашки [243, с. 232].

Считая необходимым применить внешнее проточное охлаждение, Е. Зенгер провел соответствующие эксперименты. Он нагревал в пламени горелки медные и стальные трубы, по которым протекала водопроводная вода, и установил, что при определенном ее расходе трубы хорошо противостоят тепловым нагрузкам. Эти опыты имели очень большое значение для его последующих работ.

14.III.1934 г. Е. Зенгер начал огневые испытания своего двигателя SR-3, представлявшего собой цилиндрическую камеру сгорания с соплом.

Длина двигателя была равна 180 мм, диаметр камеры — 57 мм, диаметр критического сечения сопла — 12 мм, степень расширения сопла составляла 10:1. Топливом служили газообразный кислород и дизельное горючее, подаваемое в камеру с помощью трехцилиндрового ручного насоса. Вокруг камеры был предусмотрен кольцевой охлаждающий тракт, по которому протекала вода.

Всего с этим двигателем было проведено около 60 испытаний, в ходе которых тяга составляла примерно 1—3 кгс (9,8—29,4 Н), удельный импульс изменялся в разных опытах от 85 (830 м/с) до 150 с (1470 м/с), давление в камере составляло примерно 45 кс/см² (4,6 МПа), а максимальное время непрерывной работы – 26 мин [243, с. 233].

Опыты с нагревом трубок логично привели ученого к идее трубчатого охлаждающего тракта. На следующем своем двигателе SR-4 на стенку камеры должен был припаиваться змеевик из медной трубки с внешним диаметром 10 мм [243, с. 233]. Однако этот двигатель изготовлен не был, так как Е. Зенгер решил сделать камеру только из спирально намотанных трубок (двойная намотка, обеспечивавшая движение хладагента в противотоке так, что его ввод и вывод находились у головки).

В мае новый двигатель, получивший обозначение SR-5, с камерой трубчатой конструкции уже подвергся огневым испытаниям. Он охлаждался водой и работал непрерывно 260 с при давлении в камере 47 кгс/см² (4,8 МПа) и удельном импульсе 177с (1740 м/с) [243, с. 233].

Вскоре Е. Зенгер делает еще один шаг в разработке конструкции охлаждающего тракта. На двигателях SR-7, SR-8, SR-9 этот тракт представлял собой отфрезерованные каналы, расположенные спирально по камере примерно так же, как это было сделано в 1930 г. на ЖРД Крокко. Каналы были закрыты сверху внешней стенкой. Из описания [243] следует, что эта стенка припаивалась к вершинам ребер, образующих каналы, однако до сих пор неясно, в каких местах камеры эта пайка осуществлялась — только лишь по ее краям или по всей длине ребер.

Охлаждение этих двигателей осуществлялось нелимитированным расходом горючего, которое подавалось насосами из специального резервуара, проходило по рубашке охлаждения, направлялось далее в ванну с водой, где охлаждалось, а затем вновь подавалось в охлаждающий тракт.

Двигатели отличались друг от друга лишь длиной сопла и углом его раствора. В ходе испытаний они развивали тягу до 30 кгс (294 Н).

При испытании последующих ЖРД SR-10, -11 и -12, отличавшихся от предыдущих лишь тем, что имели опять трубчатую камеру, Е. Зенгер заметил, что при сравнительно небольших расходах хладагента, приближающихся к номинальному расходу горючего, температура жидкости в рубашке приближалась к максимально допустимым величинам даже при работе двигателей с большим избытком горючего.

На двигателе SR-12 он предусмотрел промежуточный вывод охлаждающего тракта в ванну с водой, т.е. хладагент дважды охлаждался в воде: после прохождения части тракта и после выхода из него [243, с. 235]. На следующем двигателе (SR-13) ученый пытался обеспечить регенеративное охлаждение, причем с учетом информации, полученной при испытании предыдущих двигателей, он принял решение охлаждать камеру обоими компонентами топлива. Стенка камеры сгорания была изготовлена намоткой медной трубки внешним диаметром 8 мм, а медная трубка сопла имела диаметр 4 мм.

В ходе испытаний двигатель охлаждался в ряде случаев водой, а в ряде случаев — топливом: камера сгорания — окислителем, сопло — горючим. Эксперименты показали, что трубки у критического сечения сопла прогорают при охлаждении как горючим, так и водой [243, с. 236] при расходе последней, по-видимому, равном расходу горючего. Причина этого заключалась, вероятно, в том, что трубка имела большой диаметр, не обеспечивавший при заданном расходе потребную скорость хладагента.

4.X.1934 г. испытывался двигатель SR-14, который имел удельный импульс, равный примерно 300 м (2940 м/с), и развивал тягу порядка 2—4,5 кгс (19,6—44 Н), работая непрерывно в течение 63 с при охлаждении горючим [243, с. 236].

Следует отметить, что в настоящее время некоторые исследователи удивляются тому факту, что Е. Зенгеру удавалось обеспечить весьма длительную работу своих двигателей. Например, В. Лей в своей книге пишет: «Время работы двигателей Зенгера было необычно большим. Испытание продолжительностью 15 мин являлось для него вполне нормальным. Многие двигатели работали в течение 20 мин, а один – в течение получаса» [46, с. 343].

Однако ничего удивительного в их длительной работе не было — все они охлаждались либо водой, либо нелимитированным расходом одного из компонентов топлива. При попытке же использовать регенеративное охлаждение его двигатели начинали прогорать после более или менее длительного периода времени. По ряду причин работы Е. Зенгера были прерваны, и он смог их возобновить лишь в 1936 г. В 1939 г. Е. Зенгер начал проводить стендовые испытания нового ЖРД с тягой в 1 тс (9,8 кН). Этот двигатель охлаждался водой, которая подавалась в районе критического сечения сопла в систему охлаждающих каналов, проходила эту систему несколько раз, пока вода не превращалась в пар. Пар затем направлялся на паровую турбину, приводившую в действие насосы окислителя, горючего и воды, и после расширения на ней поступал в конденсатор, охлаждаемый жидким кислородом, где он снова превращался в воду [243, с. 239—240].

Нетрудно видеть, что эта система охлаждения имела, по крайней мере, два больших недостатка: во-первых, использование воды приводило к необходимости ставить дополнительный насос и, кроме того, ее масса шла за счет массы полезной нагрузки летательного аппарата; во-вторых, охлаждение воды в конденсаторах приводило к бурной газификации кислорода и, как следствие этого, к повышению давления в баке окислителя.

В качестве альтернативного варианта Зенгер предусмотрел систему охлаждения, в которой пар после прохождения камеры сгорания или паровой турбины выбрасывается наружу и не принимает участие в дальнейшем в рабочем процессе. Кроме того, он предполагал также использовать для охлаждения стенок камеры и для приведения в действие турбины один из компонентов топлива.

В ходе испытаний камеры, изготовленной намоткой трубок, она работала при охлаждении водой по несколько минут.

Рис. 20. Камера трубчатой конструкции 100-тонного двигателя Е. Зенгера

Е. Зенгер одновременно с разработкой однотонного двигателя проектирует камеру с тягой 100 тс (0,98 Мн) (рис. 20). Однако испытания в апреле 1942 г. были прекращены и работы ученого не были доведены до конца.

2.2.3. Переход к динамическим методам охлаждения ЖРД в СССР

В рассматриваемый период отработкой методов динамического охлаждения камер ЖРД занимались также и советские специалисты. Выше уже отмечалось, что В.П. Глушко на начальном этапе своих работ предусмотрел на некоторых двигателях внешнее регенеративное охлаждение, но они не подвергались огневым испытаниям. О причинах отказа от динамических методов ученый в 1932 г. писал следующее: «Динамическое охлаждение топливом нежелательно в том отношении, что вносит усложнение в конструкцию мотора» [15, с. 244]. Однако к 1933 г. ему стало очевидно, что нединамические методы себя исчерпали, и потребности дальнейшего развития двигателей требуют применения более эффективных мер по их охлаждению.

В.П. Глушко, прежде всего, сконцентрировал свои усилия на разработке методов охлаждения сопла — этой наиболее теплонапряженной части ракетного двигателя. С этой целью в районе критического сечения сопла двигателя ОРМ-34 был предусмотрен специальный кожух, по которому протекала азотная кислота. Однако площадь поперечного сечения охлаждающего тракта (или гидравлический диаметр) выбирались еще произвольно и скорость протекания оказалась недостаточной, чтобы обеспечить требуемый коэффициент теплоотдачи. На двигателе ОРМ-35 скорость жидкости была несколько увеличена, но опять была недостаточной. Сопло двигателя ОРМ-39 (рис. 21, а) имело оребрение, увеличивавшее площадь теплоотдающей поверхности, что примерно при той же скорости протекания хладагента, которая была на ОРМ-35, позволило улучшить охлаждение сопла, но и это нововведение еще не решало задачу. На двигателе ОРМ-40 (рис 21, б) было впервые введено спиральное обтекание жидкостью оребренного сопла, которое в ходе испытаний показало себя более устойчивым к тепловым нагрузкам, чем все предыдущие. Охлаждение сопла двигателя ОРМ-44 (рис. 21, в) было еще более улучшенным за счет увеличения скорости протекания хладагента, что достигалось уменьшением зазора охлаждающего тракта с помощью специального вкладыша [56, с. 715].

Рис 21 Эволюция охлаждающего тракта сопла двигателей В.П. Глушко
а – ОРМ-39; б – ОРМ-40; в – ОРМ-44; г – ОРМ-48 [элементы охлаждающего тракта]

Интересно, что на двигателе ОРМ-48 (рис. 21, г), созданном под руководством В.П. Глушко в 1933 г., сопло камеры было образовано двумя тонкостенными оболочками, которые соединялись между собой пайкой по вершинам ребер, образованных по внутренней оболочке. Это был первый у нас в стране опыт создания связанных конструкций сопел, не получивших, однако, своего дальнейшего развития в 30-е годы.

Так шаг за шагом в нашей стране совершенствовался на азотно-кислотных двигателях оребренный охлаждающий тракт, имевший очень большое значение для решения проблемы охлаждения.

Своего рода итогом работ по азотно-кислотным ЖРД того периода стал двигатель ОРМ-52.

При разработке проекта этого двигателя в 1933 г. были проведены расчеты и изготовлены чертежи трех его вариантов. Первый из них предполагал создание двигателя для исследования вопросов, связанных с зажиганием топлива, запуском и т.д. Двигатель должен был иметь неохлаждаемую камеру сгорания и проточное охлаждение сопла кислотой.

Второй вариант должен был служить для отработки способов охлаждения. При этом предполагалось охлаждать кислотой сопло и камеру сгорания.

Третий вариант предназначался для проведения сдаточных испытаний. ЖРД должен был иметь полное охлаждение сопла и камеры сгорания кислотой, а головки — керосином [18, л. 4].

Изготовлен и испытан был лишь первый вариант, который имел оребренное сопло, охлаждаемое азотной кислотой, и цилиндрическую камеру сгорания, которая не имела внешнего охлаждения. Камера была стальной и имела толщину стенки, равную 8 мм, «…подобранную опытным путем и взятую с запасом с целью гарантировать стойкость камеры при непрерывной работе двигателя в течение заданных 60 с» [23, с. 278]. В документах того времени такие камеры В.П. Глушко называл «неохлаждаемыми». Однако в ходе их отработки ученый заметил, что компоненты топлива, омывая изнутри ее стенки, оказывают благоприятное воздействие на скорость ее разогрева. Сейчас трудно установить, на каком конкретно двигателе этот эффект был замечен и когда ученый впервые попытался его сознательно использовать. По крайней мере, еще в начале 1933 г. на ЖРД ОРМ-30 была сделана попытка защитить сопло от разрушения с помощью внутреннего охлаждения, создаваемого двумя дополнительными форсунками горючего, установленными на его входе.

Для организации внутреннего охлаждения на ЖРД ОРМ-52 центробежные форсунки для подачи топлива располагались примерно на половине длины камеры сгорания и равномерно по ее окружности. При этом форсунки горючего и окислителя чередовались и были наклонены под углом 65° к оси камеры по направлению к ее головке. Так как угол распыла топлива составлял 60°, часть струи горючего и окислителя направлялась под углом 35° к стенке двигателя, образуя на ней топливную завесу. Остальная часть топлива смешивалась примерно в центре камеры, образуя «ядро» горения, отделенное от стенки завесой. В местах соприкосновения компонентов на стенке возникал очень ограниченный по площади очаг горения с повышенным тепловым потоком. Места соприкосновения постоянно изменялись на стенке, которая в силу своей сравнительно высокой теплопроводности и большой толщины «сглаживала» распределение температур. Охлаждаемая компонентами топлива стенка сравнительно медленно разогревалась и за время работы двигателя оставалась относительно холодной (Т_ст ~ 1000°С), что препятствовало ее окислению в среде азотной кислоты. Действие завесы, увлекаемой основным потоком, сказывалось вплоть до критического сечения сопла. «Наибольшей тепловой нагрузке» … подвергалась … «часть камеры между форсунками и соплом» [23, с. 278] или, другими словами, эта часть имела максимальную температуру. Двигатель ОРМ-52 развивал тягу, составлявшую 250–300 кгс (2,48–2,94 кН) при давлении в камере 20–25 кгс/см² (2—2,6 МПа), его максимальный удельный импульс составлял 210 с (2060 м/с). Один экземпляр этого ЖРД в 1935 г. при 29 запусках на полной тяге наработал 533 с и сохранил работоспособность [18, с. 4]. В акте об официальном стендовом испытании, в частности, отмечалось, что двигатель полностью удовлетворяет техническим требованиям [38, с. 775].

С окончанием работ по ЖРД ОРМ-52 перед В.П. Глушко вставали новые проблемы: необходимо было увеличить время непрерывной работы двигателей, понизить уровень температур стенок камеры, которые после запуска двигателей так сильно нагревались, что на их поверхности появлялся цвет побежалости [19, с. 282].

При разработке ЖРД ОРМ-63 проводились серьезные работы по улучшению технологии создания двигателей, такие, например, как разработка роликовой электросварки компенсатора (штампованного из листа нержавеющей стали) с соплом и его рубашкой; стыковой электросварки по критическому сечению сопла и т.д. [53, с. 181].

Всё эти и другие работы логично привели к возможности решать более сложные задачи, которые не заставили себя долго ждать.

В начале 1936 г. было разработано техническое задание, предусматривавшее разработку двигателя ракеты 212 и ракетоплана РП-218 с тягой 150–160 кгс (1470—1570 Н), продолжительностью непрерывной работы 75с (желательно 100с), удельной тягой не менее 180 с (1770 м/с) (желательно 210с) [14, а 324].

Работы по его созданию протекали довольно быстро. Уже в мае 1936 г. был собран первый экспериментальный образец, известный под названием ОРМ-64. В связи с тем, что в механической мастерской РНИИ задержалось изготовление некоторых его деталей, было принято решение использовать на ЖРД ОРМ-64 детали двигателя ОРМ-52, в частности, его камеру сгорания. С точки зрения охлаждения ОРМ-64 был подобен ОРМ-52. При испытании 29.V.1936 г. двигатель проработал непрерывно 120,7 с при удельной тяге 210 с (2060 м/с) и средней тяге 134 кгс (1310 Н). К сожалению, подробности этого испытания неизвестны, имеются лишь сведения о том, что избыток окислителя составлял 1,15 [18, с. 23].

Камера с таким охлаждением выдерживала большое время суммарной наработки. Так, одна из них, проработавшая 235 с в составе ЖРД ОРМ-52, выдержала еще шесть испытаний в составе ОРМ-64, проработав всего 267 с [18, с. 18].

Разумеется, недостатки охлаждения двигателя ОРМ-64, как и у ОРМ-52, состояли в основном в том, что «…нижняя часть камеры накалялась до желтого свечения» [18, с. 23]. Это обстоятельство привело В.П. Глушко к выводу о том, что «…необходимо избежать накаливания стенок камеры, представляющего опасность для объекта, на котором будет установлен двигатель» [14, с. 331].

Эту задачу можно было бы решить путем охлаждения камеры топливом, что и было предусмотрено на окончательном варианте ЖРД, получившим обозначение ОРМ-65 (рис. 22). Чтобы окружить камеру сгорания охлаждающей рубашкой, пришлось сместить форсунки ближе к головке. При этом три форсунки окислителя были установлены под углом 60°, а три форсунки горючего располагались нормально к оси двигателя, что было удобно, как отмечал В.П. Глушко, по конструктивным соображениям [14, с. 331]. Угол распыла топлива у всех форсунок составлял 60°, однозаходный охлаждающий тракт покрывал всю камеру сгорания, головка внешнего охлаждения не имела. Двигатель развивал тягу 150 кгс (1470 Н) при давлении в камере сгорания, составлявшем примерно 22 кгс/см² (2,2 МПа), и удельном импульсе 210 с (2060 м/с), являвшемся для того времени очень большой величиной. Он допускал многократные пуски. Например, двигатель № 1 за 49 пусков проработал на Земле 30,7 мин [38 с. 776].

Рис. 22. Схема охлаждения двигателя ОРМ-65

В процессе работы двигателя его головка нагревалась до 300–400°С [53, с. 183], что, однако, было вполне допустимо при использовании его на ракетоплане. ОРМ-65 не только удовлетворял всем требованиям технического задания, но и по ряду параметров даже превосходил их. Этот ЖРД проходил летные испытания в составе крылатой ракеты 212, запуски которой состоялись 29.I и 8.III.1939 г. [38, с. 777], и стендовые испытания в составе ракетоплана РП-318–1.

Успех в разработке ОРМ-65 во многом был обусловлен удачным решением проблемы его охлаждения. На этом двигателе впервые для азотно-кислотных ЖРД было реализовано ярко выраженное внутреннее охлаждение горючим. Форсунки горючего оказались утопленными в корпус камеры и направляли часть потока керосина вдоль стенки головки, создавая внутреннюю завесу, которая не нарушалась окислителем в связи с тем, что его форсунки выступали внутрь камеры. Завеса оказывала свое действие вплоть до сопла и не только защищала головку от теплового потока от газов, но и, омывая ее стенку, по-видимому, снимала с нее поток, частично проходивший через завесу. Впрочем, относительно выполняемых функций завесы в настоящее время приходится говорить лишь предположительно, так как в то время не проводились какие-либо исследования внутрикамерных процессов.

В ходе предполетных огневых испытаний двигателя в ряде случаев производился замер температуры его головки. Испытания, как правило, проводились при пониженном давлении в камере, составлявшем 8–10 кгс/см² (0,82–1,02 МПа). 11.III.1938 г. двигатель проработал непрерывно в течение 230 с, что было рекордным для ЖРД того времени [65, с. 69].

По результатам испытаний, проводившихся под руководством С.П. Королева, был сделан вывод о том, что максимальная температура головки наступает на 80—100с и далее остается без изменения [65, с. 80]. Это означает, что при таком давлении двигатель имел стационарное охлаждение. Конечно, с повышением давления, начиная с некоторого его значения, головка должна была перегреваться, и двигатель приходилось бы выключать.

С появлением ЖРД ОРМ-65 С.П. Королев писал: «В настоящее время можно считать, что в основном проблема создания ракетного двигателя с тягой 150кг решена. Данные: удельная тяга двигателя…. Р_к = 200–210 кгс/кг; допустимое максимальное время работы на максимальной тяге t = 120 с; вес двигателя G_дв=8 кг» [41, с. 509]. И далее: «С двигателем на тягу 300 кг проведен ряд опытов, которые доказывают возможность отработки в ближайшее время такого двигателя со следующими данными: Р_к = 200–210 кгс/кг; t = 150–200 с; G_дв = 12–15 кг…» [41, с. 510]. Дополнительные сведения об особенностях системы охлаждения ОРМ-65 дают результаты испытаний следующего двигателя, получившего обозначение ОРМ-66, который отличался от ОРМ-65 в основном уменьшенной массой камеры (в том числе и головки) и увеличенным ее диаметром. При испытаниях было обнаружено, что после 15 с работы в номинальном режиме головка начинала светиться вследствие перегрева, а на 25 с двигатель приходилось выключать [53, с. 188]. Столь малое время его непрерывной работы можно легко объяснить, если учесть, что увеличенная по сравнению с ОРМ-65 площадь головки приводила к увеличению поступающего на нее теплового потока, который с учетом меньшей ее массы приводил к более быстрому ее разогреву.

Таким образом, при попытке дальнейшего увеличения тяги азотно-кислотных ЖРД необходимо было вносить в систему охлаждения, применявшуюся на ОРМ-65, некоторые изменения. Это обстоятельство понимал и В.П. Глушко, доработавший головку камеры ЖРД ОРМ-66: для снижения ее температуры он ввел ее внешнее охлаждение с помощью керосина.

Рис. 23. Схема охлаждения головки двигателя ОРМ-70 [а] и двигателя ОРМ-102 [б]
1 — форсунки; 2 — охлаждающий тракт камеры сгорания; 3 — охлаждающий тракт головки

Кроме того, на последующих двигателях ОРМ-67, ОРМ-68–70, ОРМ-101 и ОРМ-102 В.П. Глушко также предусмотрел внешнее охлаждение головки камеры с помощью горючего (рис. 23). Такой подход мог привести к решению проблемы дальнейшего повышения тяги двигателей, однако, к сожалению, в работах В.П. Глушко наступил кратковременный перерыв и ни один из указанных двигателей не был доведен до стадии штатной эксплуатации, причем все они (кроме ОРМ-66) даже не подвергались огневым испытаниям.

Работы по созданию ЖРД в СССР проводились также в ГИРДе под руководством Ф.А. Цандера, а с 1933 г. были продолжены его учениками в РНИИ.

Еще в 1931 г. Ф.А. Цандер начал серьезные проектно-конструкторские работы по созданию двигателя ОР-2. В соответствии с проектом ОР-2 должен был развивать тягу в 100 кгс (980 Н) при давлении в камере 7—8 кгс/см² (0,78—0,82 МПа) и работать непрерывно в течение 60 с [72, c. 1], используя бензин и жидкий кислород.

К 1933 г. двигатель был в основном разработан, причем первоначально его тяга должна была составлять 50 кгс (490 Н), а в перспективе ее предполагалось удвоить.

Рис. 24. Принципиальная схема ЖРД ОР-2
1 — бензиновый бак; 2 — предохранительный клапан; 3 — кислородный бак; 4 — испаритель; 5 — камера сгорания; 6 — кран, 7 — помпа; 8 — водяной бачок; 9 — дополнительный подогрев; 10 — трос; 11 — ролик; 12 — азот под давлением; 13 — испаритель; 14 — цилиндр с горячей водой; 15 — азотный компенсатор
==== топливо, —— вода, — — азот

Этот ЖРД (рис. 24) состоял из цилиндрической камеры сгорания с коническим сверхзвуковым соплом, имел вытеснительную систему подачи топлива, включавшую в качестве основных элементов «азотный компенсатор» — емкость с жидким азотом, служившим для вытеснения топлива из баков, и два испарителя для газификации жидкого кислорода. На головке камеры размещались струйные форсунки для впрыскивания топлива, которое воспламенялось с помощью электросвечи. Двигатель допускал дросселирование тяги путем изменения расхода топлива. Камера сгорания охлаждалась газообразным кислородом, сопло — водой [72, л. 10]. Вода, выходя из рубашки охлаждения, поступала в специальный бак, где отделялась от пара; затем она разделялась на три части, одна из которых шла к баку жидкого азота, что позволяло азот газифицировать, а две другие поступали соответственно к испарителям, где газифицировался жидкий кислород, использовавшийся далее для наддува бака окислителя.

Работа двигателя должна была протекать следующим образом. В начальный момент азот под давлением собственных паров поступал через азотный компенсатор в бак горючего, которое в результате подавалось в камеру сгорания. Окислитель подавался из бака также под давлением собственных паров. После запуска двигателя вода после прохождения рубашки нагревала азотный компенсатор и испаритель. В результате создавался газообразный азот и газообразный кислород, которые использовались для вытеснения топлива из баков.

Азотный компенсатор представлял собой сосуд с жидким азотом, в котором размещался другой сосуд с теплой водой, поступавшей в него из рубашки охлаждения сопла. При падении в системе подачи топлива давления сосуд с водой с помощью специального механизма погружался в азотный бачок, что приводило к более интенсивной газификации азота, и давление подачи снова повышалось. Разумеется, что при повышении давления больше определенной величины сосуд с водой, наоборот, извлекался из азотного бака и давление понижалось.

Ф.А. Цандер предполагал осуществить поэтапную отработку двигателя. В ходе огневых испытаний, которым должен был предшествовать этап автономной отработки основных узлов и агрегатов, он хотел испытать камеру при работе на менее калорийных топливах: газообразный воздух — бензин, воздух, обогащенный кислородом, — бензин.

Еще 5.IX.1932 г. он провел огневое испытание камеры на газообразном воздухе и бензине, в ходе которого она работала в течение примерно одной минуты [33, л.2]. Однако отъезд на отдых в Кисловодск, а затем преждевременная его смерть в марте 1933 г. нарушили планы доводки этого ЖРД. Его коллеги по ГИРДу прияли решение проводить испытания сразу на штатном топливе.

Первое огневое испытание всей двигательной установки состоялось 13.III.1933 г.

Проведенное уже без участия Ф.А. Цандера, оно окончилось неудачей из-за неполадок в системе подачи топлива [72, л. 96]. В ходе двух последующих опытов, проведенных 21 и 26 марта, наблюдалось неустойчивое горение, приводившее к прогарам и механическим разрушениям через несколько секунд работы [72, л. 97, 100]. При испытании, состоявшемся 28 апреля, камера частично сплавилась, частично прогорела, внешний кожух также прогорел в месте стыка кислородного и водяного охлаждения [72, л. 105], что заставило исследователей отказаться от комбинированного охлаждения и перейти к использованию в качестве хладагента одного только кислорода [72, с. 113].

Несмотря на большую известность работ по ЖРД ОР-2, до настоящего времени в литературе не отмечался тот факт, что 4 июля впервые испытывалась камера с двухъярусным охлаждением. Она имела три стенки, образовывавшие два охлаждающих тракта, по которым проходил газообразный кислород в направлении от сопла к головке [72, л. 118]. Такую схему охлаждения вряд ли можно назвать целесообразной — внешний тракт был явно лишним элементом и приводил к уменьшению расхода хладагента по основному охлаждающему тракту. При этом передача тепла от кислорода, проходившего по внутреннему тракту, к кислороду, протекавшему по внешнему тракту, на которую, по-видимому, рассчитывали исследователи, была пренебрежимо мала.

Испытание двигателя, получившего новое обозначение 02, закончилось взрывом [72, л. 118], и в дальнейшем опыты проводились уже с «двухслойными» камерами, охлаждавшимися только кислородом (рис. 25). Одна такая камера взорвалась при испытании 7 июля, а вторая 19 июля прогорела через 35 с работы [72, л. 13].

Для того чтобы улучшить систему охлаждения, было принято решение о замене бензина на спирт и об облицовке камеры керамическими огнеупорными материалами [72, л. 121—122].

Новое топливо горело уже устойчиво, двигатель стал работать лучше.

Рис. 25. Схема камеры двигателя 02

Некоторое беспокойство исследователям доставляли огнеупорные материалы, которые быстро разрушались. Заметим, что в своих работах Ф.А. Цандер попытался избежать применения простейших методов охлаждения и теплозащиты (набегающим потоком воздуха, теплопоглощения и т.д.), сразу приступив к отработке сложных динамических методов. Однако закон развития от простого к сложному неумолим, и ученики ученого вынуждены были перейти к использованию простейших методов теплозащиты (хотя и в сочетании с внешним охлаждением жидким кислородом). Словно отдавая дань «пропущенному» начальному этапу, двигатель 02, по существу, превратился в экспериментальную установку по испытанию огнеупорных материалов. Наилучшие результаты были получены на двигателе, камера сгорания которого имела облицовку окисью алюминия, а сопло — окисью магния. Этот вариант двигателя проработал непрерывно 160с, хотя, как показывает анализ, при этом была большая неполнота сгорания топлива. Этими материалами специалисты пользовались практически на всем протяжении 30-х гг.

Интересно, почему для охлаждения кислородных двигателей в качестве хладагента был выбран жидкий кислород, а не спирт? Быть может, специалистов, как и ранее К.Э.Циолковского, Г.Оберта и др., привлекала его низкая температура? Или, быть может, они считали его достоинством больший по сравнению со спиртом расход? Однозначно ответить на эти вопросы в настоящее время не представляется возможным. Ясно только одно: охлаждение спиртом было бы более перспективно и быстрее могло бы дать положительный эффект, чем при использовании кислорода.

Двигатель 02 имел несколько вариантов, незначительно отличавшихся друг от друга, но основным был вариант, созданный в 1934 г.

Он имел цилиндрическую камеру сгорания из листовой меди толщиной 1,5 мм и сопло, сделанное из стали. Вокруг камеры ЖРД был предусмотрен кожух. 8 головке размещалась «пластинка—жиклер», которая имела 35 отверстий диаметром 0,5 мм для подачи в камеру спирта. Кислород после рубашки охлаждения подавался в камеру радиально, через отверстия, расположенные на цилиндрической части камеры у головки. Зажигание топлива осуществлялось электросвечой, вводимой в камеру перед запуском через сопло. Камера сгорания была облицована окисью алюминия, а сопло — окисью магния [31, л. 12—13]. Последующие варианты двигателя отличались в основном конструкциями сопел и головок [31, л. 12]. С учетом полученного опыта в 1935 г. были созданы окончательные варианты двигателя: 02с и 02д, которые в части охлаждения усовершенствований не имели.

Двигатель развивал тягу в 100 кгс (980 Н) при давлении в камере 9,5–10 кгс/см² (0,97–1,02 МПа), имел удельный импульс около 190 с (1860 м/с) и работал непрерывно без разрушений в течение 60 с [31, с. 25]. Однако разработчики отмечали, что «…керамика при более полном сгорании не является надежным предохранением двигателя от прогорания» [31, с.31].

Доводка двигателя затянулась, опыт, полученный специалистами в 1935 г., позволял им видеть уже его недостатки и говорил о том, что дальнейшие работы по его совершенствованию бесперспективны. Так, например, в работе [31] отмечалось, что, с точки зрения проблемы охлаждения, размеры камеры сгорания неудачны, так как при отношении ее длины к диаметру 5:1 площадь тепловоспринимающей поверхности, приходящаяся на единицу объема, оказывается слишком большой [31, с. 1]. Кроме того, отмечалось, что двигатель сложен, его тип устарел и в конечном итоге делался вывод о том, что «…дальнейшая работа с таким двигателем не рациональна…» [31, с. 2].

Параллельно с работами по ОР-2 под руководством Ф.А. Цандера в ГИРДе проводилась разработка двигателя для ракеты «ГИРД-Х», которая согласно первоначальному техническому заданию должна была работать на металлическом горючем [69, с. 1].

В соответствии с этим заданием были разработаны проекты двух вариантов ракеты. В первом варианте основным горючим должен был служить металл, вспомогательным — бензин и жидкий кислород. Металл «…сосредотачивался в ракете» в двух видах: металл как горючее в виде порошкообразного магния, подаваемого в камеру с помощью инжекторов, и металл в виде частей конструкции ракеты, которые должны были предварительно расплавляться в специальном устройстве, а затем с помощью инжектора подаваться в камеру [69, с. 1].

Первые три месяца работа велась по проектированию приспособления для испытания металлического горючего и по расчету самой ракеты. За это время были спроектированы бак для плавления, распыления и сжигания металла, бак для порошка металла и некоторые другие элементы. Экспериментальной установкой по испытанию металлического горючего должен был служить двигатель ОР-1.

Второй вариант ракеты разрабатывался для работы только на порошкообразном металлическом горючем в сочетании с бензином и жидким кислородом [69, с. 1].

В мае—июле 1933 г. проводился тепловой расчет двигателя, а также с использованием ОР-1 было проведено шесть опытов по подаче в камеру металлического горючего, которые, в частности, показали невозможность эжектирования порошка металла в камеру из-за его спекания в твердую массу [69, с. 2].

В результате был разработан третий вариант конструкции ракеты с двигателем, работающим на жидком топливе.

Следует отметить, что двигатели, предназначенные для работы на металлическом горючем (т.е. упомянутые выше первый и второй варианты), в ГИРДе называли первым вариантом двигателя ракеты. Двигатели на жидком топливе разрабатывались в трех вариантах (соответственно второй, третий и четвертый).

Второй вариант (двигатель 010, рис. 26,а) был разработан и изготовлен в июне—июле (т.е. уже после смерти Ф.A. Цандера) 1933 г. Он имел камеру сгорания грушевидной формы, изготовленную из нержавеющей стали, и «камеру смешения», в качестве топлива использовались бензин и жидкий кислород. Вокруг камеры был предусмотрен кожух, обеспечивавший зазор охлаждающего тракта, равный 3 мм. Охлаждение осуществлялось жидким кислородом, проходившим по этому тракту от сопла к головке. Тяга двигателя должна была составлять 65 кгс (640 Н), время непрерывной работы 20—30 с [69, с. 2, 5].

Рис. 26. Схема охлаждения двигателя 010
а — второй вариант; б — четвертый вариант; 1 — ввод кислорода; 2 — ввод горючего; 3 — замер давления; 4 — место установки свечи; 5 — замер температуры стенки

Огневые испытания начались 9 августа и показали следующие результаты: при избыточном давлении в камере, равном 1 кгс/см² (0,1 МПа), через 45 с работы камера раскалилась докрасна, из нее полетели искры, и на 63 с она прогорела. Тяга в ходе опыта не измерялась [69, с. 5]. В августе был изготовлен третий вариант двигателя, не имевший существенных отличий от предыдущего. Испытания, состоявшиеся 25 августа, привели к прогару камеры через 72 с. Давление в камере поддерживалось равным 1,5 кгс/см² (0,153 МПа) [69, с. 5]. В сентябре—октябре был создан четвертый вариант двигателя (рис. 26, б), на котором по сравнению с предыдущими произошло существенное изменение: вместо бензина использовался 75%-ный водный раствор спирта. Кроме того, жидкий кислород дополнительно вводился в охлаждающий тракт в начале (от сопла) камеры сгорания, что было нецелесообразным решением, так как при этом уменьшилась интенсивность охлаждения сопла. Исследователи вскоре это поняли и внесли соответствующие коррективы, вновь начав вводить хладагент со стороны среза сопла. В ходе огневого испытания 27 октября была получена тяга 70 кгс (690 Н) при давлении в камере 8 кгс/см² (0,82 МПа). Двигатель работал 20 с и разрушился из-за хрупкости стали СХ-8, из которой на этот раз была изготовлена огневая стенка камеры [69, л. 12].

Эта камера была доработана и вновь испытана 30 октября. В ходе 22 с испытания была получена тяга 70—75 кгс (690–735 Н) при давлении в камере 10 кгс/см² (1МПа). После испытания был обнаружен ее прогар из-за трещины в сварке [69, с. 5, 19].

25 ноября 1933 г. состоялся запуск ракеты «ГИРД-Х» с двигателем 010 [69, с. 4].

Следует отметить, что работа по этому ЖРД продолжалась и в дальнейшем. Так, например, 11 августа 1934 г. были проведены испытания двигателя, в охлаждающую рубашку которого кислород вводился «по касательной» [73, л. 31], на двигателе, испытывавшемся 21 октября, было сделано керамическое сопло из окиси магния [73, л. 56]. Один из вариантов двигателя имел камеру сгорания и сопло, полностью облицованные керамикой [73, л. 43].

Однако все варианты существенных достижений в решении проблемы охлаждения по сравнению, например, с ЖРД 02 не имели.

Опыт охлаждения кислородных ЖРД привел специалистов к выводу о том, что:

«Система охлаждения, которое производится жидким кислородом… является принципиально неудачной, так как, во-первых, отличается меньшей интенсивностью по сравнению с охлаждением хотя бы спиртом и, во-вторых, создает значительные термические напряжения в деталях двигателей» [31, л. 2].

С этим утверждением можно с полным основанием согласиться. Кроме того, следует отметить, что в отчетах того времени неоднократно указывалось на низкое качество огнеупорных материалов, которые выдерживали в условиях ЖРД лишь 40—45 с.

Вместе с тем в решении проблемы охлаждения спиртокислородных ЖРД имелись и определенные достижения. Свидетельством этого является отчасти тот факт, что длительность непрерывной работы этих двигателей была недостижимой, например, для специалистов США вплоть до конца 30-х гг.

Работы по ЖРД 02, 010 к 1935 г. были в основном закончены и, начиная с этого времени, в РНИИ начинается разработка двигателей второго поколения. Разумеется, что при их создании исследователи должны были учесть предшествующий опыт и попытаться преодолеть недостатки, присущие двигателям первого поколения. Однако пути улучшения ЖРД могли быть найдены только в результате практических работ, которые наглядно могли показать исследователям на целесообразность тех или иных нововведений. Это обстоятельство учитывали специалисты спиртокислородной группы РНИИ и разрабатывали параллельно несколько двигателей, каждый из которых, как правило, имел несколько вариантов. В марте 1935 г. подвергался огневым испытаниям ЖРД 12 к , который, согласно техническому заданию, должен был развивать тягу в 300 кгс (2940 Н) при работе в течение 75 с, потребляя этиловый спирт и жидкий кислород [61, с. 3; 70, с. 3].

Двигатель первого варианта имел медную камеру сгорания грушевидной формы с соплом Лаваля и стальную камеру смешения. Камера сгорания была облицована изнутри окисью алюминия, сопло — окисью магния. Вокруг сопла и обеих камер с зазором 2,5 мм располагался стальной кожух для охлаждения кислородом, который подавался в охлаждающий тракт со стороны сопла. Кислород после охлаждения двигателя поступал в камеру смешения, где смешивался со спиртом, а затем впрыскивался в камеру сгорания [61, с. 10; 70, с. 16].

Нетрудно видеть, что на этом двигателе с точки зрения проблемы охлаждения не было ничего нового по сравнению, например с ЖРД 02. Опять применялось охлаждение жидким кислородом, которое до этого было найдено принципиально неудачным, вновь, как и на ЖРД 010, камера имела грушевидную форму и в состав двигателя входила камера смешения. Почему же этот вариант был разработан? По-видимому, для проверки работы камеры смешения, которая имела некоторые отличия в конструкции. Ясно одно: после единственного испытания, состоявшегося 28 марта 1935 г. и закончившегося прогаром камеры смешения через 7 с после начала работы двигателя, было принято решение о прекращении дальнейших его испытаний [61, сс. 16—17].

Зато второй вариант имел мало общего со всеми предшествующими двигателями, и его система охлаждения была весьма необычной.

Камера сгорания была сферическая. Ее верхняя (от сопла) полусфера и сопло были облицованы огнеупорными материалами. На нижней полусфере по двум «концентрическим окружностям» располагались отверстия для подачи топлива (верхний пояс отверстий – для подачи спирта, нижний — для кислорода), которые были просверлены «касательно к внутренней поверхности» [61, с. 17] камеры и направлены вверх от сопла.

Следует отметить, что одна из задач, стоявшая в то время перед специалистами по спиртокислородным двигателям, заключалась в том, чтобы обеспечить более полное сгорание топлива и повысить благодаря этому удельный импульс своих ЖРД. Дело в том, что с точки зрения полетных данных применение таких двигателей было оправданным лишь в том случае, если их удельный импульс при прочих равных условиях превышал бы удельный импульс азотно-кислотных двигателей на 20—25%.

С помощью системы впрыска топлива, предусмотренной на втором варианте этого ЖРД, предполагалось одновременно решить две задачи: во-первых, за счет более продолжительного пребывания частиц топлива в камере добиться наибольшей полноты сгорания в заданном объеме, а во-вторых, путем смывания топливом, прижимаемым основным потоком продуктов сгорания к стенке камеры ниже отверстий, обеспечить ее внутреннее охлаждение [61, с. 17, 19].

Сопло двигателя имело кожух для проточного охлаждения жидким кислородом.

В ходе огневого испытания, состоявшегося 25.V 1933 г., двигатель развил максимальную тягу в 250 кгс (2460 Н) при давлении в камере 11 кгс/см² (1,12 МПа), и, проработав 19 с, прогорел в нижней ее части [61, л. 19, 20; 70, л. 26]. По результатам испытаний был сделан правильный вывод о том, что «частичное омывание кислородом» внутренней поверхности камеры способствовало ее прогару. Кроме того, отмечалось, что сгорание топлива было неполным и двигатель был признан неудовлетворительным.

Рис. 27. Схема охлаждения камеры двигателя 12к
a — третий вариант; б — четвертый вариант

Третий вариант двигателя (рис. 27, а) имел грушевидной формы камеру сгорания, которая, так же как и сопло, была облицована огнеупорным материалом. Стальная головка была выполнена в форме параболоида, и на ней по четырем меридиональным сечениям располагались отверстия (на рис. 27а не показаны), просверленные «по касательной к внутренней ее поверхности» и предназначавшиеся для подачи топлива. Всего было 38 отверстий для подачи спирта и 34 — для подачи кислорода [61, с. 26; 70, с. 3]. Предполагалось, что при таком способе подачи топлива будет осуществляться хорошее перемешивание его компонентов, с одной стороны, а с другой стороны, будет создан экран из струй топлива, направленных вдоль стенок, который будет обеспечивать их охлаждение изнутри [61, с. 26].

Первое огневое испытание этого двигателя состоялось 8 марта 1935 г. Оно показало, что двигатель удовлетворительно проработал в течение 27 с, развив при этом среднюю тягу в 300 кгс (2940 Н) при давлении в камере порядка 14 кгс/см² (1,43 МПа) [61, с. 28; 70, с.12].

В ходе второго испытания, проведенного 24 апреля, двигатель проработал 50 с без прогара, но керамика имела значительные разрушения. Тяга составила 256 кгс (2500 Н) при давлении в камере 12–13 кгс/м² (1,22 – 1,33 МПа) (при расчетном давлении, равном 15 кгс/м² (1,53 МПа) удельный импульс достигал 172 с [61, с. 31].

Всего с этим ЖРД было проведено 15 испытаний, в ходе которых длительность его работы доходила до 70 с [61, с. 37].

Этот вариант двигателя начал испытываться раньше двигателя второго варианта, но, когда исследователи узнали о том, что внутреннее охлаждение кислородом способствует прогару, в систему охлаждения ЖРД третьего варианта не было внесено соответствующих корректив, и он по-прежнему охлаждался изнутри обоими компонентами. Четвертый вариант (рис. 27,б) отличался от предыдущего в основном тем, что сопло не имело керамики и охлаждалось спиртом. При огневом испытании, состоявшемся 4.Х.1935 г., оно прогорело через 6 с [62, с. 50] в связи с тем, что, как было записано в протоколе, материал сопла имел низкую теплопроводность [61, с. 50]. При этом в дальнейшем предполагалось делать сопло из меди. Однако это решение вряд ли было оправдано: использование меди не уменьшило бы трудности охлаждения — сопло прогорело потому, что скорость протекания спирта была недостаточной, а толщина его стенки, по-видимому, была завышена. Так как в распоряжении исследователей не оказалось красной меди, последующие работы проводились с ЖРД третьего варианта, который в конечном итоге был признан надежным при работе в течение 40с [61, с. 50].

В 1936 г. в спиртокислородной бригаде РНИИ под руководством Л.С.Душкина разрабатывался также двигатель 205, предназначавшийся для ракет. Он должен был развивать тягу в 100 кгс (980 Н) при давлении в камере 13 кгс/см² (1,33 МПа), иметь удельный импульс порядка 215 с (2105 м/с) и работать непрерывно в течение 35 с [74, с. 16]. Двигатель проектировался в двух основных вариантах (рис. 28), хотя впоследствии каждый из них имел ряд модификаций, обусловленных изменениями, вносимыми в конструкцию в ходе его отработки. Первый вариант (рис. 28,а) имел весьма перспективную систему охлаждения и, казалось бы, должен был бы стать переломным в развитии методов охлаждения. Двигатель имел эллипсоидную камеру сгорания, заключенную в кожух с зазором 2 мм. В зарубашечное пространство со стороны среза сопла впервые подавался не кислород, а спирт. В головке, представлявшей собой шаровой сегмент, в меридиональных плоскостях были просверлены четыре ряда отверстий диаметром 0,5 мм по 9 в каждом ряду. Отверстия были направлены по касательной к внутренней поверхности головки и служили для создания внутренней завесы горючего [74, с. 16]. Кислород поступал в камеру через единичную форсунку, расположенную в центре головки.

Рис. 28. Схема охлаждения двигателя 205
а — первый вариант; б — третий вариант

Таким образом, на этом ЖРД была реализована система комбинированного охлаждения, впоследствии нашедшая широкое применение (с некоторыми отличиями) на многих современных двигателях. Но, разумеется, специалисты того времени не могли этого знать, и только практический опыт мог позволить им сделать вывод о степени перспективности использованных решений.

Огневые испытания этого двигателя логично привели еще к одному существенному усовершенствованию системы охлаждения. Действительно, при испытании, состоявшемся 7 сентября 1936 г., через 17 с работы двигатель, развив тягу примерно в 35 кгс (344 Н), прогорел в районе критического сечения сопла. По результатам опыта был сделан правильный вывод о том, что скорость протекания спирта оказалась недостаточной [74, с. 62]. К этому времени благодаря опытам, проведенным в моторной лаборатории РНИИ, исследователи знали, что расхода спирта вполне хватает для того, чтобы обеспечить общий теплосъем с сопла [74, с. 62]. Однако они не знали, какой должна быть скорость спирта, чтобы избежать местного перегрева в районе его критического сечения. Поэтому эту скорость они начали отыскивать экспериментально во время огневых испытаний.

Уменьшив несколько зазор охлаждающего тракта, в тот же день (т.е. 7 сентября) было проведено второе испытание, закончившееся прогаром сопла через 20 с [74, л. 63]. Исследователи сделали вывод о том, что необходимо увеличить скорость протекания спирта до 15—20 м/с. Но для этого требовалось обеспечить весьма малый зазор, что технологически трудно было сделать. Выход из этого положения был найден и состоял во введении на внешней поверхности сопла винтовой нарезки, подобно тому, как это делалось на ЖРД В.П. Глушко ОРМ-65. Нарезка выполнялась в двух вариантах; она была одно— или двухходовой. Ее применение было весьма важным усовершенствованием охлаждающего тракта двигателя 205.

Прежде чем продолжить рассмотрение работ по этому двигателю, целесообразно сказать несколько слов о его втором варианте. Он имел дюралевую камеру сгорания яйцевидной формы, облицованную изнутри, вплоть до критического сечения сопла, огнеупорным материалом. Стальное сопло охлаждалось спиртом, который вводился в рубашку у его среза. В головке, так же как на двигателе первого варианта, было просверлено восемь рядов отверстий, причем четыре ряда служили для подачи горючего и четыре — для окислителя. Меридиональные плоскости, в которых располагались отверстия, в нижней части головки были смещены на 45 по отношению к отверстиям в верхней ее части. Отверстий для ввода кислорода насчитывалось 48 шт., по 12 шт. в каждом ряду, спирт подавался через 36 шт. отверстий, по 9 шт. в каждом ряду [74, с. 25]. Ряды отверстий для горючего и окислителя чередовались.

Таким образом, система охлаждения этого двигателя была в основном подобна той, которая применялась на четвертом варианте ЖРД 12к.

В ходе огневых испытаний, начавшихся 21.X.1936 г., на сопле этого двигателя, так же как и на ЖРД первого варианта, была сделана винтовая нарезка [74, с. 98], и дальнейшие работы, сосредоточившиеся на совершенствовании охлаждения сопла, на двигателях обоих вариантов дополняли друг друга. Первоначально нарезка не доходила до критического сечения сопла, но ее введение увеличило время непрерывной работы до 35—40 с [74, с. 105], причем прогары наступали выше места, где она кончалась. Несмотря на технологические трудности, встретившиеся на пути создания оребрения в районе критического сечения, все-таки эта задача была, в конце концов, решена, но двигатели опять прогорали, и опять точка прогара была выше нарезки, переместившись на камеру сгорания. Казалось, сама природа подсказывает исследователям логичное решение — сделать оребренный охлаждающий тракт по всей камере. Однако, к сожалению, этого не произошло. По-видимому, чистый прагматизм сыграл здесь свою роль. Двигатель по времени непрерывной работы перекрыл требования технического задания, в соответствии с которым он, как уже отмечалось, должен был работать всего 35 с, и дальнейшие работы по нему были прекращены.

К сказанному следует только добавить, что второй вариант этого ЖРД, имевшего оребренное сопло, стал называться двигателем третьего варианта (рис. 28,6). Он развивал тягу 94 кгс {920 Н) при удельном импульсе 213 с (2090 м/с) [74, с. 192].

Итак, перспективность системы охлаждения ЖРД первого варианта осталась незамеченной, а открывавшиеся потенциальные возможности решения проблемы охлаждения остались нереализованными.

Третьим спиртокислородным двигателем, разработанным в середине 30-х г. в РНИИ, был ЖРД 208 М.К. Тихонравова. Он должен был развивать тягу 150–160 кгс (1470–1570 Н) при давлении в камере 20 кгс/см² (2,04 МПа), работая непрерывно в течение 75–100 с [77, 63].

Двигатель был изготовлен в двух вариантах. Первый из них имел систему охлаждения, такую же, как на ЖРД 12к (четвертого варианта), но ряд отверстий для подачи топлива был заменен на нем сплошной щелью шириной 0,37 мм. Стальная камера сгорания также имела облицовку из окиси магния, медное сопло выполнялось в двух вариантах: гладкое и оребренное, и охлаждалось спиртом, вводимым в рубашку у его среза по касательной к внутренней стенке.

Второй вариант ЖРД 208 предназначался для проверки идеи предварительного подогрева топлива. Двигатель имел камеру сгорания с таким же соплом, как у ЖРД первого варианта. Для подогрева жидкого кислорода служила форкамера, имевшая одну форсунку для его подачи в камеру. В форкамеру через боковые отверстия впрыскивалось также немного спирта, за счет горения которого должен был испаряться кислород. Форсунки для основного потока спирта располагались в начале камеры сгорания. Двигатель был изготовлен из меди и полностью (камера сгорания, сопло и часть форкамеры) охлаждался спиртом [62; 77, л. 5—19].

В ходе огневых испытаний он работал максимум 30 с и, по существу, превратился в экспериментальную установку по проверке различных технических решений.

Следует отметить, что в 1935—1936 гг. в РНИИ проводились подготовительные работы, направленные на создание двигателя по проекту П.И. Шатилова. Этот ЖРД должен был работать на бензине и кислороде или на метане и кислороде, отличие его от двигателей, существовавших в то время, должно было состоять в следующем:

во-первых, топливо в камеру должно было подаваться не в жидком, а в газообразном виде, что, по мнению конструктора, привело бы к устойчивому процессу горения;

во-вторых, теплозащита стенок камеры должна была осуществляться с помощью своего рода дискретного охлаждения, для реализации которого предполагалось вводить топливо внутрь камеры через систему специальным образом расположенных по ее поверхности отверстий;

в-третьих, подача топлива должна была производиться с помощью насоса, приводимого в движение турбиной, работающей на продуктах сгорания [30, с. 4].

Однако из-за большой загрузки производственных мощностей, из-за наличия в одном образце большого числа не опробованных технических решений и, как следствие этого, из-за неясных перспектив в получении позитивных результатов работы по созданию этого весьма интересного двигателя были прекращены.

Такое решение было вполне правильным, так как все идеи П.И. Шатилова по этому двигателю, многие из которых были известны и раньше, не соответствовали объективно существовавшей логике развития ракетного двигателестроения того времени. Создание такого двигателя в 30-е гг. привело бы к распылению и без того незначительных сил и средств и не привело бы к прогрессу в этом развитии.

Двигатели 12к, 205, 208 определяли собой уровень развития спиртокислородных ЖРД у нас в стране в середине 30-х гг.

При исследовании спиртокислородных двигателей второго поколения был сделан определенный шаг вперед в разработке систем охлаждения. Во-первых, началось применение на этих ЖРД внутреннего охлаждения, что являлось прогрессивным решением, хотя в ряде случаев конструктивное оформление этого метода — использование для завесы обоих компонентов — имело очевидные недостатки; во-вторых, был сделан переход к использованию в качестве хладагента водного раствора спирта, обладавшего лучшими характеристиками по сравнению с жидким кислородом, применявшимся на ЖРД первого поколения, и, наконец, было введено оребрение сопла, что позволяло интенсифицировать процесс теплоотдачи к хладагенту, а также облегчало технологические трудности создания двигателей с весьма малыми зазорами охлаждающего тракта.

На рассматриваемом этапе шел поиск работоспособной системы охлаждения, который заключался в последовательном опробовании различных сочетаний отдельных методов охлаждения камеры сгорания и сопла.

Заканчивая рассмотрение особенностей перехода в разных странах к использованию методов динамического охлаждения, отметим следующее.

Различные специалисты в начале рассматриваемого здесь периода пытались, как уже было сказано в начале раздела, охладить камеры сгорания своих двигателей с помощью либо одного только внутреннего охлаждения (Р.Годдард, В.П.Глушко), либо одного только внешнего охлаждения (Е.Зенгер, специалисты Германии, Австрии, ГИРД — спиртокислородной группы РНИИ). При этом только в СССР в процессе развития выбранные методы охлаждения дополнялись другими. Так, например, на двигателях В.П.Глушко помимо внутреннего охлаждения начало применяться внешнее регенеративное охлаждение сначала сопла, а затем и камеры сгорания; специалисты спиртокислородной группы постепенно дополнили внешнее охлаждение внутренним, широко применяя при этом огнеупорные материалы. В результате успехи советских специалистов в решении проблемы охлаждения ЖРД были выше, чем в других странах. Достаточно сказать, что двигатель ОРМ-65 был первым и единственным в то время ЖРД, имевшим стационарное охлаждение. Двигатели спиртокислородной группы РНИИ надежно работали в течение 40 с, а при 5% разрушении керамики время их работы достигало 60 с, что было недостижимым для многих ЖРД, созданных за рубежом. Вместе с тем практический опыт наглядно показал, что решение проблемы теплозащиты стенок камер ЖРД с помощью существовавших в то время огнеупорных материалов было тупиковым направлением.

Большое время непрерывной работы имели также двигатели Е. Зенгера, но методы их охлаждения ни в какое сравнение не шли с теми, которые применялись у нас в стране. Как уже было сказано, Е. Зенгер охлаждал свои двигатели с помощью либо воды, либо нелимитированного расхода топлива — метод, который, по существу, снимал все трудности решения проблемы охлаждения и считался советскими специалистами неприемлемым. Так, например, В.П.Глушко и Г.Э. Лангемак в 1936 г. писали, что: «… для ракетного двигателя нецелесообразно применять обычное проточное водяное охлаждение наружных стенок, тем более что это связано со значительными тепловыми потерями» [22, с. 99].

Р. Годдард, используя в качестве основного одно только внутреннее охлаждение, не мог обеспечить не только стационарного охлаждения, но и даже более или менее длительной работы своих ЖРД, время которой составляло максимум 35—40 с.

Отставали в решении проблемы охлаждения специалисты АРО и Германии, которые хоть и создали двигатели, охлаждаемые полностью с помощью проточного регенеративного охлаждения, тем не менее, решали пока еще достаточно скромные задачи.

Далее…