Как устроен и работает жидкостно-реактивный двигатель

Жидкостно-реактивные двигатели применяются в настоящее время в качестве двигателей для тяжелых ракетных снарядов противовоздушной обороны, дальних и стратосферных ракет, ракетных самолетов, ракетных авиабомб, воздушных торпед и т. д. Иногда ЖРД применяются и в качестве стартовых двигателей для облегчения взлета самолетов.

Имея в виду основное назначение ЖРД, мы ознакомимся с их устройством и работой на примерах двух двигателей: одного - для дальней или стратосферной ракеты, другого - для ракетного самолета. Эти конкретные двигатели далеко не во всем являются типичными и, конечно, уступают по своим данным новейшим двигателям этого типа, но все же являются во многом характерными и дают довольно ясное представление о современном жидкостно-реактивном двигателе.

ЖРД для дальней или стратосферной ракеты

Ракеты этого типа применялись либо в качестве дальнобойного сверхтяжелого снаряда, либо для исследования стратосферы. Для военных целей они были применены немцами для бомбардировки Лондона в 1944 г. Эти ракеты имели около тонны взрывчатого вещества и дальность полета около 300 км . При исследовании стратосферы головка ракеты вместо взрывчатки несет в себе различную исследовательскую аппаратуру и обычно имеет приспособление для отделения от ракеты и спуска на парашюте. Высота подъема ракеты 150–180 км .

Внешний вид такой ракеты представлен на фиг. 26, а ее разрез на фиг. 27. Фигуры людей, стоящих рядом с ракетой, дают представление о внушительных размерах ракеты: ее общая длина равна 14 м , диаметр около 1,7 м , а по оперению около 3,6 м , вес снаряженной ракеты со взрывчаткой - 12,5 тонны.

Фиг. 26. Подготовка к запуску стратосферной ракеты.

Ракета движется с помощью жидкостно-реактивного двигателя, расположенного в ее задней части. Общий вид двигателя показан на фиг. 28. Двигатель работает на двухкомпонентном топливе - обычном винном (этиловом) спирте 75 %-ной крепости и жидком кислороде, которые хранятся в двух отдельных больших баках, как это показано на фиг. 27. Запас топлива на ракете - около 9 тонн, что составляет почти 3/4 общего веса ракеты, да и по объему топливные баки составляют большую часть всего объема ракеты. Несмотря на такое огромное количество топлива его хватает всего только на 1 минуту работы двигателя, так как двигатель расходует больше 125 кг топлива в секунду.

Фиг. 27. Разрез ракеты дальнего действия.

Количество обоих компонентов топлива, спирта и кислорода, рассчитывается так, чтобы они выгорали одновременно. Так как для сгорания 1 кг спирта в данном случае расходуется около 1,3 кг кислорода, то бак для горючего вмещает примерно 3,8 тонны спирта, а бак для окислителя - около 5 тонн жидкого кислорода. Таким образом даже в случае применения спирта, который требует для сгорания значительно меньше кислорода, чем бензин или керосин, заполнение обоих баков одним только горючим (спиртом) при использовании атмосферного кислорода увеличило бы продолжительность работы двигателя в два-три раза. Вот к чему приводит необходимость иметь окислитель на борту ракеты.

Фиг. 28. Двигатель ракеты.

Невольно возникает вопрос: как же ракета покрывает расстояние в 300 км, если двигатель работает всего только 1 минуту? Объяснение этому дает фиг. 33, на которой представлена траектория полета ракеты, а также указано изменение скорости вдоль траектории.

Запуск ракеты осуществляется после установки ее в вертикальное положение с помощью легкого пускового устройства, как это видно на фиг. 26. После запуска ракета вначале поднимается почти вертикально, а по истечении 10–12 секунд полета начинает отклоняться от вертикали и под действием рулей, управляемых гироскопами, движется по траектории, близкой к дуге окружности. Такой полет длится все время, пока работает двигатель, т. е. примерно в течение 60 сек.

Когда скорость достигает расчетной величины, приборы управления выключают двигатель; к этому моменту в баках ракеты почти не остается топлива. Высота ракеты к моменту окончания работы двигателя равняется 35–37 км , а ось ракеты составляет с горизонтом угол в 45° (этому положению ракеты соответствует точка А на фиг. 29).

Фиг. 29. Траектория полета дальней ракеты.

Такой угол возвышения обеспечивает максимальную дальность в последующем полете, когда ракета движется по инерции, подобно артиллерийскому снаряду, который вылетел бы из орудия, обрез ствола которого находится на высоте 35–37 км . Траектория дальнейшего полета близка к параболе, а общее время полета равно приблизительно 5 мин. Максимальная высота, которой достигает при этом ракета, составляет 95-100 км , стратосферные же ракеты достигают значительно больших высот, более 150 км . На фотографиях, сделанных с этой высоты аппаратом, установленным на ракете, уже отчетливо видна шарообразность земли.

Интересно проследить, как изменяется скорость полета по траектории. К моменту выключения двигателя, т. е. после 60 секунд полета, скорость полета достигает наибольшего значения и равна примерно 5500 км/час , т. е. 1525 м/сек . Именно в этот момент мощность двигателя становится также наибольшей, достигая для некоторых ракет почти 600.000 л. с .! Дальше под воздействием силы тяжести скорость ракеты уменьшается, а после достижения наивысшей точки траектории по той же причине снова начинает расти до тех пор, пока ракета не войдет в плотные слои атмосферы. В течение всего полета, кроме самого начального участка - разгона, - скорость ракеты значительно превышает скорость звука, средняя скорость по всей траектории составляет примерно 3500 км/час и даже на землю ракета падает со скоростью, в два с половиной раза превышающей скорость звука и равной 3000 км/час . Это значит, что мощный звук от полета ракеты доносится лишь после ее падения. Здесь уже не удастся уловить приближение ракеты с помощью звукоулавливателей, обычно применяющихся в авиации или морском флоте, для этого потребуются совсем другие методы. Такие методы основаны на применении вместо звука радиоволн. Ведь радиоволна распространяется со скоростью света - наибольшей скоростью, возможной на земле. Эта скорость, равная 300 000 км/сек, конечно, более чем достаточна, чтобы отметить приближение самой быстролетящей ракеты.

С большой скоростью полета ракет связана еще одна проблема. Дело в том, что при больших скоростях полета в атмосфере, вследствие торможения и сжатия воздуха, набегающего на ракету, температура ее корпуса сильно повышается. Расчет показывает, что температура стенок описанной выше ракеты должна достигать 1000–1100 °C. Испытания показали, правда, что в действительности эта температура значительно меньше из-за охлаждения стенок путем теплопроводности и излучения, но все же она достигает 600–700 °C, т. е. ракета нагревается до красного каления. С увеличением скорости полета ракеты температура ее стенок будет быстро расти и может стать серьезным препятствием для дальнейшего роста скорости полета. Вспомним, что метеориты (небесные камни), врывающиеся с огромной скоростью, до 100 км/сек , в пределы земной атмосферы, как правило, «сгорают», и то, что мы принимаем за падающий метеорит («падающую звезду») есть в действительности только сгусток раскаленных газов и воздуха, образующийся в результате движения метеорита с большой скоростью в атмосфере. Поэтому полеты с весьма большими скоростями возможны лишь в верхних слоях атмосферы, где воздух разрежен, или за ее пределами. Чем ближе к земле, тем меньше допустимые скорости полета.

Фиг. 30. Схема устройства двигателя ракеты.

Схема двигателя ракеты представлена на фиг. 30. Обращает на себя внимание относительная простота этой схемы по сравнению с обычными поршневыми авиационными двигателями; в особенности характерно для ЖРД почти полное отсутствие в силовой схеме двигателя движущихся частей. Основными элементами двигателя являются камера сгорания, реактивное сопло, парогазогенератор и турбонасосный агрегат для подачи топлива и система управления.

В камере сгорания происходит сгорание топлива, т. е. преобразование химической энергии топлива в тепловую, а в сопле - преобразование тепловой энергии продуктов сгорания в скоростную энергию струи газов, вытекающих из двигателя в атмосферу. Как изменяется состояние газов при течении их в двигателе показано на фиг. 31.

Давление в камере сгорания равно 20–21 ата , а температура достигает 2 700 °C. Характерным для камеры сгорания является огромное количество тепла, которое выделяется в ней при сгорании в единицу времени или, как говорят, теплонапряженность камеры. В этом отношении камера сгорания ЖРД значительно превосходит все другие известные в технике топочные устройства (топки котлов, цилиндры двигателей внутреннего сгорания и другие). В данном случае в камере сгорания двигателя в секунду выделяется такое количество тепла, которое достаточно для того, чтобы вскипятить более 1,5 тонны ледяной воды! Чтобы камера сгорания при таком огромном количестве выделяющегося в ней тепла не вышла из строя, необходимо интенсивно охлаждать ее стенки, как, впрочем, и стенки сопла. Для этой цели, как это видно на фиг. 30, камера сгорания и сопло охлаждаются горючим - спиртом, который сначала омывает их стенки, а уже затем, подогретый, поступает в камеру сгорания. Эта система охлаждения, предложенная еще Циолковским, выгодна также и потому, что тепло, отведенное от стенок, не теряется и снова возвращается в камеру (такую систему охлаждения называют поэтому иногда регенеративной). Однако одного только наружного охлаждения стенок двигателя оказывается недостаточно, и для понижения температуры стенок одновременно применяется охлаждение их внутренней поверхности. Для этой цели стенки в ряде мест имеют небольшие сверления, расположенные в нескольких кольцевых поясах, так что через эти отверстия внутрь камеры и сопла поступает спирт (около 1/10 от общего его расхода). Холодная пленка этого спирта, текущего и испаряющегося на стенках, предохраняет их от непосредственного соприкосновения с пламенем факела и тем снижает температуру стенок. Несмотря на то, что температура газов, омывающих изнутри стенки, превышает 2500 °C, температура внутренней поверхности стенок, как показали испытания, не превышает 1 000 °C.

Фиг. 31. Изменение состояния газов в двигателе.

Топливо подается в камеру сгорания через 18 горелок-форкамер, расположенных на ее торцевой стенке. Кислород поступает внутрь форкамер через центральные форсунки, а спирт, выходящий из рубашки охлаждения, - через кольцо маленьких форсунок вокруг каждой форкамеры. Таким образом обеспечивается достаточно хорошее перемешивание топлива, необходимое для осуществления полного сгорания за то очень короткое время пока топливо находится в камере сгорания (сотые доли секунды).

Реактивное сопло двигателя изготовлено из стали. Его форма, как это хорошо видно на фиг. 30 и 31, представляет собой сначала сужающуюся, а потом расширяющуюся трубу (так называемое сопло Лаваля). Как указывалось ранее, такую же форму имеют сопла и пороховых ракетных двигателей. Чем объясняется такая форма сопла? Как известно, задачей сопла является обеспечение полного расширения газа с целью получения наибольшей скорости истечения. Для увеличения скорости течения газа по трубе ее сечение должно вначале постепенно уменьшаться, что имеет место и при течении жидкостей (например, воды). Скорость движения газа будет увеличиваться, однако, только до тех пор, пока она не станет равной скорости распространения звука в газе. Дальнейшее увеличение скорости в отличие от жидкости станет возможным только при расширении трубы; это отличие течения газа от течения жидкости связано с тем, что жидкость несжимаема, а объем газа при расширении сильно увеличивается. В горловине сопла, т. е. в наиболее узкой его части, скорость течения газа всегда равна скорости звука в газе, в нашем случае около 1000 м/сек . Скорость же истечения, т. е. скорость в выходном сечении сопла, равна 2100–2200 м/сек (таким образом удельная тяга составляет примерно, 220 кг сек/кг ).

Подача топлива из баков в камеру сгорания двигателя осуществляется под давлением с помощью насосов, имеющих привод от турбины и скомпонованных вместе с нею в единый турбонасосный агрегат, как это видно на фиг. 30. В некоторых двигателях подача топлива осуществляется под давлением, которое создается в герметических топливных баках с помощью какого-либо инертного газа - например, азота, хранящегося под большим давлением в специальных баллонах. Такая система подачи проще насосной, но, при достаточно большой мощности двигателя, получается более тяжелой. Однако и при насосной подаче топлива в описываемом нами двигателе баки, как кислородный, так и спиртовой, находятся под некоторым избыточным давлением изнутри для облегчения работы насосов и предохранения баков от смятия. Это давление (1,2–1,5 ата ) создается в спиртовом баке воздухом или азотом, в кислородном - парами испаряющегося кислорода.

Оба насоса - центробежного типа. Турбина, приводящая насосы, работает на парогазовой смеси, получающейся в результате разложения перекиси водорода в специальном парогазогенераторе. В этот парогазогенератор из особого бачка подается перманганат натрия, который является катализатором, ускоряющим разложение перекиси водорода. При запуске ракеты перекись водорода под давлением азота поступает в парогазогенератор, в котором начинается бурная реакция разложения перекиси с выделением паров воды и газообразного кислорода (это так называемая «холодная реакция», применяющаяся иногда и для создания тяги, в частности, в стартовых ЖРД). Парогазовая смесь, имеющая температуру около 400 °C и давление свыше 20 ата , поступает на колесо турбины и затем выбрасывается в атмосферу. Мощность турбины затрачивается полностью на привод обоих топливных насосов. Эта мощность не так уже мала - при 4000 об/мин колеса турбины она достигает почти 500 л. с .

Так как смесь кислорода со спиртом не является самореагирующим топливом, то для начала горения необходимо предусмотреть какую-либо систему зажигания. В двигателе воспламенение осуществляется с помощью специального запала, образующего факел пламени. Для этой цели применялся обычно пиротехнический запал (твердый воспламенитель типа пороха), реже использовался жидкий воспламенитель.

Запуск ракеты осуществляется следующим образом. Когда запальный факел поджигается, то открывают главные клапаны, через которые в камеру сгорания поступают самотеком из баков спирт и кислород. Управление всеми клапанами в двигателе осуществляется с помощью сжатого азота, хранящегося на ракете в батарее баллонов высокого давления. Когда начинается горение топлива, то находящийся на расстоянии наблюдатель с помощью электрического контакта включает подачу перекиси водорода в парогазогенератор. Начинает работать турбина, которая приводит насосы, подающие спирт и кислород в камеру сгорания. Тяга растет и когда она становится больше веса ракеты (12–13 тонн), то ракета взлетает. От момента зажигания запального факела до того, как двигатель разовьет полную тягу, проходит всего 7-10 секунд.

При запуске очень важно обеспечить строгий порядок поступления в камеру сгорания обоих компонентов топлива. В этом заключается одна из важных задач системы управления и регулирования двигателя. Если в камере сгорания накапливается один из компонентов (поскольку задерживается поступление другого), то обычно вслед за этим происходит взрыв, при котором двигатель часто выходит из строя. Это, наряду со случайными перерывами в горении, является одной из наиболее частых причин катастроф при испытаниях ЖРД.

Обращает на себя внимание ничтожный вес двигателя по сравнению с развиваемой им тягой. При весе двигателя меньше 1000 кг тяга составляет 25 тонн, так что удельный вес двигателя, т. е. вес, приходящийся на единицу тяги, равен всего только

Для сравнения укажем, что обычный поршневой авиационный двигатель, работающий на винт, имеет удельный вес 1–2 кг/кг , т. е. в несколько десятков раз больше. Важно также то, что удельный вес ЖРД не изменяется при изменении скорости полета, тогда как удельный вес поршневого двигателя быстро растет с ростом скорости.

ЖРД для ракетного самолета

Фиг. 32. Проект ЖРД с регулируемой тягой.

1 - передвижная игла; 2 - механизм передвижения иглы; 3 - подача горючего; 4 - подача окислителя.

Основное требование, предъявляемое к авиационному жидкостно-реактивному двигателю - возможность изменять развиваемую им тягу в соответствии с режимами полета самолета, вплоть до остановки и повторного запуска двигателя в полете. Наиболее простой и распространенный способ изменения тяги двигателя заключается в регулировании подачи топлива в камеру сгорания, вследствие чего изменяется давление в камере и тяга. Однако этот способ невыгоден, так как при уменьшении давления в камере сгорания, понижаемого в целях уменьшения тяги, уменьшается доля тепловой энергии топлива, переходящая в скоростную энергию струи. Это приводит к увеличению расхода топлива на 1 кг тяги, а следовательно, и на 1 л. с . мощности, т. е. двигатель при этом начинает работать менее экономично. Для уменьшения этого недостатка авиационные ЖРД часто имеют вместо одной от двух до четырех камер сгорания, что позволяет при работе на пониженной мощности выключать одну или несколько камер. Регулирование тяги изменением давления в камере, т. е. подачей топлива, сохраняется и в этом случае, но используется лишь в небольшом диапазоне до половины тяги отключаемой камеры. Наиболее выгодным способом регулирования тяги ЖРД было бы изменение проходного сечения его сопла при одновременном уменьшении подачи топлива, так как при этом уменьшение секундного количества вытекающих газов достигалось бы при сохранении неизменным давления в камере сгорания, а, значит, и скорости истечения. Такое регулирование проходного сечения сопла можно было бы осуществить, например, с помощью передвижной иглы специального профиля, как это показано на фиг. 32, изображающей проект ЖРД с регулируемой таким способом тягой.

На фиг. 33 представлен однокамерный авиационный ЖРД, а на фиг. 34 - такой же ЖРД, но с добавочной небольшой камерой, которая используется на крейсерском режиме полета, когда требуется небольшая тяга; основная камера при этом отключается совсем. На максимальном режиме работают обе камеры, причем большая развивает тягу в 1700 кг, а малая - 300 кг , так что общая тяга составляет 2000 кг . В остальном двигатели по конструкции аналогичны.

Двигатели, изображенные на фиг. 33 и 34, работают на самовоспламеняющемся топливе. Это топливо состоит из перекиси водорода в качестве окислителя и гидразин-гидрата в качестве горючего, в весовом соотношении 3:1. Точнее, горючее представляет собой сложный состав, состоящий из гидразин-гидрата, метилового спирта и солей меди в качестве катализатора, обеспечивающего быстрое протекание реакции (применяются и другие катализаторы). Недостатком этого топлива является то, что оно вызывает коррозию частей двигателя.

Вес однокамерного двигателя составляет 160 кг , удельный вес равен

На килограмм тяги. Длина двигателя - 2,2 м . Давление в камере сгорания - около 20 ата . При работе на минимальной подаче топлива для получения наименьшей тяги, которая равна 100 кг , давление в камере сгорания уменьшается до 3 ата . Температура в камере сгорания достигает 2500 °C, скорость истечения газов около 2100 м/сек . Расход топлива равен 8 кг/сек , а удельный расход топлива составляет 15,3 кг топлива на 1 кг тяги в час.

Фиг. 33. Однокамерный ЖРД для ракетного самолета

Фиг. 34. Двухкамерный авиационный ЖРД.

Фиг. 35. Схема подачи топлива в авиационном ЖРД.

Схема подачи топлива в двигатель представлена на фиг. 35. Как и в двигателе ракеты, подача горючего и окислителя, хранящихся в отдельных баках, производится под давлением около 40 ата насосами, имеющими привод от турбинки. Общий вид турбонасосного агрегата показан на фиг. 36. Турбинка работает на паро-газовой смеси, которая, как и раньше, получается в результате разложения перекиси водорода в парогазогенераторе, который в этом случае наполнен твердым катализатором. Горючее до поступления в камеру сгорания охлаждает стенки сопла и камеры сгорания, циркулируя, в специальной охлаждающей рубашке. Изменение подачи топлива, необходимое для регулирования тяги двигателя в процессе полета, достигается изменением подачи перекиси водорода в парогазогенератор, что вызывает изменение оборотов турбинки. Максимальное число оборотов турбинки равно 17 200 об/мин. Запуск двигателя осуществляется с помощью электромотора, приводящего во вращение турбонасосный агрегат.

Фиг. 36. Турбонасосный агрегат авиационного ЖРД.

1 - шестерня привода от пускового электромотора; 2 - насос для окислителя; 3 - турбина; 4 - насос для горючего; 5 - выхлопной патрубок турбины.

На фиг. 37 показана схема установки однокамерного ЖРД в хвостовой части фюзеляжа одного из опытных ракетных самолетов.

Назначение самолетов с жидкостно-реактивными двигателями определяется свойствами ЖРД - большой тягой и, соответственно, большой мощностью на больших скоростях полета и больших высотах и малой экономичностью, т. е. большим расходом топлива. Поэтому ЖРД обычно устанавливаются на военных самолетах - истребителях-перехватчиках. Задача такого самолета - при получении сигнала о приближении самолетов противника быстро взлететь и набрать большую высоту, на которой обычно летят эти самолеты, а затем, используя свое преимущество в скорости полета, навязать противнику воздушный бой. Общая продолжительность полета самолета с жидкостно-реактивным двигателем определяется запасом топлива на самолете и составляет 10–15 минут, поэтому эти самолеты обычно могут совершать боевые операции лишь в районе своего аэродрома.

Фиг. 37. Схема установки ЖРД на самолете.

Фиг. 38. Ракетный истребитель (вид в трех проекциях)

На фиг. 38 показан истребитель-перехватчик с описанным выше ЖРД. Размеры этого самолета, как и других самолетов этого типа, обычно невелики. Полный вес самолета с топливом составляет 5100 кг ; запаса топлива (свыше 2,5 тонны) хватает только на 4,5 минуты работы двигателя на полной мощности. Максимальная скорость полета - свыше 950 км/час ; потолок самолета, т. е. максимальная высота, которой он может достигнуть, - 16 000 м . Скороподъемность самолета характеризуется тем, что за 1 минуту он может подняться с 6 до 12 км .

Фиг. 39. Устройство ракетного самолета.

На фиг. 39 показано устройство другого самолета с ЖРД; это - опытный самолет, построенный для достижения скорости полета, превышающей скорость звука (т. е. 1200 км/час у земли). На самолете, в задней части фюзеляжа, установлен ЖРД, имеющий четыре одинаковых камеры с общей тягой 2720 кг . Длина двигателя 1400 мм , максимальный диаметр 480 мм , вес 100 кг . Запас топлива на самолете, в качестве которого используются спирт и жидкий кислород, составляет 2360 л .

Фиг. 40. Четырехкамерный авиационный ЖРД.

Внешний вид этого двигателя показан на фиг. 40.

Другие области применения ЖРД

Наряду с основным применением ЖРД в качестве двигателей для дальних ракет и ракетных самолетов они применяются в настоящее время и в ряде других случаев.

Довольно широкое применение получили ЖРД в качестве двигателей тяжелых ракетных снарядов, подобных представленному на фиг. 41. Двигатель этого снаряда может служить примером простейшего ЖРД. Подача топлива (бензин и жидкий кислород) в камеру сгорания этого двигателя производится под давлением нейтрального газа (азота). На фиг. 42 показана схема тяжелой ракеты, применявшейся в качестве мощного зенитного снаряда; на схеме приведены габаритные размеры ракеты.

Применяются ЖРД и в качестве стартовых авиационных двигателей. В этом случае иногда используется низкотемпературная реакция разложения перекиси водорода, отчего такие двигатели называют «холодными».

Имеются случаи применения ЖРД в качестве ускорителей для самолетов, в частности, самолетов с турбореактивными двигателями. Насосы подачи топлива з этом случае приводятся иногда от вала турбореактивного двигателя.

ЖРД применяются наряду с пороховыми двигателями также для старта и разгона летающих аппаратов (или их моделей) с прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Как известно, эти двигатели развивают очень большую тягу при высоких скоростях полета, больших скорости звука, но вовсе не развивают тяги при взлете.

Наконец, следует упомянуть еще об одном применении ЖРД, имеющем место в последнее время. Для изучения поведения самолета при большой скорости полета, приближающейся к скорости звука и превышающей ее, требуется проведение серьезной и дорогостоящей исследовательской работы. В частности, требуется определение сопротивления крыльев самолета (профилей), которое обычно производится в специальных аэродинамических трубах. Для создания в таких трубах условий, соответствующих полету самолета на большой скорости, приходится иметь силовые установки очень большой мощности для привода вентиляторов, создающих поток в трубе. Вследствие этого сооружение и эксплоатация труб для проведения испытания при сверхзвуковых скоростях требуют огромных затрат.

В последнее время, наряду со строительством сверхзвуковых труб, задача исследования различных профилей крыльев скоростных самолетов, как, кстати сказать, и испытания прямоточных ВРД, решается также с помощью жидкостно-реактивных

Фиг. 41. Ракетный снаряд с ЖРД.

двигателей. По одному из этих способов исследуемый профиль устанавливается на дальней ракете с ЖРД, подобной описанной выше, и все показания приборов, измеряющих сопротивление профиля в полете, передаются на землю с помощью радио-телеметрических устройств.

Фиг. 42. Схема устройства мощного зенитного снаряда с ЖРД.

7 - боевая головка; 2 - баллон со сжатым азотом; 3 - бак с окислителем; 4 - бак с горючим; 5 - жидкостно-реактивный двигатель.

По другому способу сооружается специальная ракетная тележка, передвигающаяся по рельсам с помощью ЖРД. Результаты испытания профиля, установленного на такой тележке в особом весовом механизме, записываются специальными автоматическими приборами, расположенными также на тележке. Такая ракетная тележка показана на фиг. 43. Длина рельсового пути может достигать 2–3 км .

Фиг. 43. Ракетная тележка для испытания профилей крыльев самолета.

Из книги Броненосец " ПЕТР ВЕЛИКИЙ" автора

Приложения КАК БЫЛ УСТРОЕН "ПЕТР ВЕЛИКИЙ" 1 . Мореходные и маневренные качестваВесь комплекс проведенных в 1876 году испытаний выявил следующие мореходные качества. Безопасность океанского плавания "Петра Великого" не внушала опасений, а его причисление к классу мониторов

автора Золотницкий Владимир

Двигатель работает неустойчиво на всех режимах Неисправности системы зажигания Износ и повреждения контактного уголька, зависание его в крышке распределителя зажигания. Утечка тока на «массу» через нагар или влагу на внутренней поверхности крышки. Заменить контактный

Из книги Определение и устранение неисправностей своими силами в автомобиле автора Золотницкий Владимир

Двигатель работает неустойчиво при малой частоте вращения коленчатого вала или глохнет на холостом ходу Неисправности карбюратора Низкий или высокий уровень топлива в поплавковой камере. Низкий уровень – хлопки в карбюраторе, высокий – хлопки в глушителе. На выхлопе

Из книги Определение и устранение неисправностей своими силами в автомобиле автора Золотницкий Владимир

Двигатель работает нормально на холостом ходу, но автомобиль разгоняется медленно и с «провалами»; плохая приемистость двигателя Неисправности системы зажигания Не отрегулирован зазор между контактами прерывателя. Отрегулировать угол замкнутого состояния контактов

Из книги Определение и устранение неисправностей своими силами в автомобиле автора Золотницкий Владимир

Двигатель «троит» – не работает один или два цилиндра Неисправности системы зажигания Неустойчивая работа двигателя на малых и средних оборотах. Повышенный расход топлива. Выхлоп дыма синий. Несколько приглушены периодически издаваемые звуки, которые особенно хорошо

Из книги Определение и устранение неисправностей своими силами в автомобиле автора Золотницкий Владимир

При резком открывании дроссельных заслонок двигатель работает с перебоями Неисправности механизма газораспределения Не отрегулированы зазоры в клапанах. Через каждые 10 тыс. км пробега (для ВАЗ-2108, -2109 через 30 тыс. км) отрегулировать зазоры клапанов. При уменьшенном

Из книги Определение и устранение неисправностей своими силами в автомобиле автора Золотницкий Владимир

Двигатель неравномерно и неустойчиво работает на средних и больших частотах вращения коленчатого вала Неисправности системы зажигания Разрегулировок зазор контактов прерывателя. Для точной регулировки зазора между контактами измерять не сам зазор, да еще дедовским

Из книги Броненосец "Наварин" автора Арбузов Владимир Васильевич

Как был устроен броненосец "Наварин" Корпус броненосца имел наибольшую длину 107 м (длина между перпендикулярами 105,9 м). ширину 20,42, проектную осадку 7,62 м носом и 8,4 кормой и набирался из 93 шпангоутов (шпация 1,2 метра). Шпангоуты обеспечивали продольную прочность и полные

Из книги Самолеты мира 2000 02 автора Автор неизвестен

Су-10 – первый реактивный бомбардировщик ОКБ П.О. Сухого Николай ГОРДЮКОВПосле второй мировой войны началась эпоха реактивной авиации. Очень быстро проходило переоснащение советских и зарубежных ВВС на истребители с турбореактивными двигателями. Однако создание

автора Гильзин Карл Александрович

Как устроен и работает пороховой ракетный двигатель Основными конструктивными элементами порохового, как и любого другого ракетного двигателя, являются камера сгорания и сопло (фиг. 16).Благодаря тому, что подача пороха, как и вообще всякого твердого топлива, в камеру

Из книги Ракетные двигатели автора Гильзин Карл Александрович

Топливо для жидкостно-реактивного двигателя Важнейшие свойства и характеристики жидкостно-реактивного двигателя, да и сама конструкция его, прежде всего зависят от топлива, которое применяется в двигателе.Основным требованием, которое предъявляется к топливу для ЖРД,

Из книги Воздушно-реактивные двигатели автора Гильзин Карл Александрович

Глава пятая Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель На первый взгляд возможность значительного упрощения двигателя при переходе к большим скоростям полета кажется странной, пожалуй, даже невероятной. Вся история авиации до сих пор говорит о противоположном: борьба

Из книги Мир Авиации 1996 02 автора Автор неизвестен

Из книги История электротехники автора Коллектив авторов

6.6.7. ПОЛУПРОВОДНИКОВЫЕ ПРИБОРЫ В ЭЛЕКТРОПРИВОДЕ. СИСТЕМЫ ТИРИСТОРНЫЙ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЬ - ДВИГАТЕЛЬ (ТП - Д) И ИСТОЧНИК ТОКА - ДВИГАТЕЛЬ (ИТ - Д) В послевоенные годы в ведущих лабораториях мира произошел прорыв в области силовой электроники, кардинально изменивший многие

автора

Двигатель работает неустойчиво при малой частоте вращения коленчатого вала или глохнет на холостом ходу Рис. 9. Регулировочные винты карбюратора: 1 – винт эксплуатационной регулировки (винт количества); 2 – винт состава смеси, (винт качества) с ограничительным

Из книги Обслуживаем и ремонтируем Волга ГАЗ-3110 автора Золотницкий Владимир Алексеевич

Двигатель работает неустойчиво на всех режимах

Человечество всегда стремилось к звездам, но только в XX веке, с развитием науки и технологий, смогло достичь безвоздушного пространства. Предолеть земное притяжение сложно, и для достижения цели было необходимо изобрести что-то особенное. В качестве такого средства передвижения выступили ракетные двигатели. И если рассматривать то, что есть сейчас, и что может появиться в ближайшее время, то какие перспективы на дальний космос имеет человечество?

Что такое ракетный двигатель, и какие его виды существуют?

Под ракетным двигателем понимают механизм, в котором рабочее тело и источник энергии для работы расположены в самом средстве передвижения. Он является единственным средством вывода полезных грузов на орбиту Земли, а также может работать в безвоздушном космическом пространстве. Основная ставка сделана на преобразование потенциальной энергии топлива в кинетическую, которая используется в виде реактивной струи. Исходя из вида источника энергии различают химические, ядерные и электрические ракетные двигатели.

В качестве характеристики эффективности используется понятие удельного импульса (или тяги): отношение количества движения к расходу массы рабочего тела. Рассчитывается в м/с. Но даже если ракетные двигатели имеют значительный импульс, это не значит, что они используются. Почему так происходит, вы узнаете, прочитав о ядерном и электрическом механизмах.

Химический ракетный двигатель

В их основе находится химическая реакция, в которую вступают горючее и окислитель. Во время реакции продукты сгорания нагреваются до значительных температур, при этом они расширяются и разгоняются в соплах, чтобы затем покинуть двигатель. Тепло, выделяемое таким двигателем, используется на расширение рабочего тела, имеющего газообразный вид. Существует два типа механизмов такого типа.

Твердотопливные двигатели имеют простую конструкцию, они дешевы в изготовлении и не требуют значительных затрат на хранение и подготовку к эксплуатации. Это обуславливает их надёжность и желанность в использовании. Но одновременно такой тип имеет существенный недостаток - очень высокий расход топлива. Также оно состоит здесь из смеси горючего и окислителя. Более эффективным, но одновременно и сложным является жидкостный ракетный двигатель. В нём горючее и окислитель находятся в разных резервуарах и дозированно подаются в сопло. Важным преимуществом является то, что можно регулировать уровень подачи и, соответственно, скорость космического корабля. Несмотря на то что такие ракетные двигатели обладают невысоким удельным импульсом, они развивают сильную тягу. Такое их свойство привело к тому, что сейчас на практике используются исключительно они.

Ядерный ракетный двигатель

Это один из вероятных аналогов для современных систем движения. В ядерном ракетном двигателе рабочее тело нагревается благодаря энергии, которая выделяется при радиоактивном распаде или термоядерном синтезе. Такие механизмы позволяют достигать значительного удельного импульса. А их общая тяга сравнима с этим показателем у химических двигателей. Но сколько типов механизмов на основе ядерной энергии различают? Всего 3:

1. Радиоизотопные.
2. Ядерные.
3. Термоядерные.

Использование ядерных ракетных двигателей в атмосфере Земли довольно проблематично из-за радиационного загрязнения. Возможным решением этой проблемы станет газофазный тип.

Электрический ракетный двигатель

Этот тип имеет самый большой потенциал развития и использования в будущем. Электрические ракетные двигатели подают большие надежды. Так, их удельный импульс может достигать значений 210 км/с. Различают 3 типа двигателей:

1. Электротермические.
2. Электростатические (ионный ракетный двигатель, например).
3. Электромагнитные.

Особенностью (про которую можно сказать, что она является и преимуществом, и недостатком) является то, что при увеличении удельного импульса необходимо меньше горючего, но больше энергии. С этой точки зрения неплохие шансы имеет ионный ракетный двигатель, который работает на газе. На данный момент он применяется на практике для корректировки траектории орбитальных станций и спутников. Ограниченность источников электроэнергии в космическом пространстве, а также проблемы с работоспособностью на высоте свыше 100 километров пока мешают их широкой эксплуатации. Большой потенциал использования имеют плазменные ракетные двигатели, в которых рабочее тело имеет состояние плазмы, но находящиеся пока только в стадии эксперимента.

Cтраница 1

Тяга ракетного двигателя не зависит от скорости полета, лишь бы скорость истечения была постоянной.  

УДЕЛЬНЫЙ ИМПУЛЬС тяги ракетного двигателя - отношение тяги РД к секундному массовому расходу рабочего тела. РД и рода топлива и является осн. УДЕЛЬНЫЙ ОБЪЕМ - величина v, равная отношению объема, занимаемого в-вом, к его массе: vtiV / um 1 / р, где dm - масса в-ва, заключенного в малом объемеdV, р - плотность в-ва.  

Определим отношение начальной тяги ракетного двигателя к начальному весу самолета.  

Внешние действующие силы - это тяга ракетного двигателя, аэродинамическая и управляющая силы, сила притяжения, центробежная сила и силы Кориолиса. Эти силы изменяются в зависимости от условий окружающей среды. Летательному аппарату с ракетной силовой установкой свойственны очень высокие предельная и крейсерская скорости, независимо от того, представляет собой этот летательный аппарат самолет, ракету, снаряд, космический корабль или искусственный спутник. В период работы силовой установки или во время работы двигателя движение является динамическим. Поскольку многие параметры, включая управляющие силы, устойчивость, коэффициент подъема, коэффициент сопротивления, высоту, угол полета, время горения, уровень тяги и окружающую среду, обычно различны для каждого вида средств передвижения, общего решения быть не может. Скорость и высота, достигаемые вертикально подымающимися летательными аппаратами и ракетными двигателями, определяются из основных уравнений движения.  

От каких факторов зависит сила тяги ракетного двигателя.  

Между прочим, по этой формуле определяется тяга ракетного двигателя.  

Из формулы (32.1) следует, что увеличение силы тяги ракетных двигателей теоретически можно получить различным путем: увеличивая либо площадь S выходного сечения, либо скорость истечения продуктов сгорания. Увеличение площади S выходного сечения приводит в то же время кг возрастанию силы сопротивления воздуха при движении ракеты через атмосферу и, следовательно, к торможению ракеты. Скорость истечения продуктов сгорания также не может быть увеличена беспредельно.  

Для управления полетом требуется изменять величину и направление вектора тяги ракетного двигателя. Изменение тяги по величине, или регулирование тяги, бывает желательным в разных пределах - от нескольких процентов для маршевых двигателей ускорителя до 1: 10 при посадке на Луну или другие планеты (Рейнджер, лунный модуль КК Аполлон, ЖРД RL-10) и до 1: 100 при встрече и стыковке космических аппаратов. Управление вектором тяги позволяет изменять положение космического аппарата, создавая моменты по углам тангажа, рыскания и крена. Моменты, создаваемые по углу тангажа, поднимают или опускают нос аппарата, по углу рыскания поворачивают аппарат влево или вправо, по углу крена вызывают поворот относительно его продольной оси. В общем случае вектор тяги проходит через центр масс космического аппарата и направлен вдоль его оси, поэтому управление по каналам тангажа и рыскания можно осуществлять угловы.  

Следует отметить, что хотя тяга ядерных ракетных двигателей невелика по сравнению с тягой химических ракетных двигателей, ядерный двигатель может работать в течение гораздо большего (на много порядков) времени, чем ракетный двигатель с химическим топливом. Поэтому ЯРД является весьма перспективным типом двигателя для управляемых межпланетных космических кораблей. Для старта такого корабля с Земли, по-видимому, должны быть использованы двигатели с химическим топливом, а ЯРД используется для полета за пределами земного притяжения.  

Практическая необходимость изучения течения с химическими реакциями в сопле связана с проведением точных расчетов тяги ракетного двигателя. Ракетный двигатель состоит из камеры для сжигания топлива с расположенным за ней соплом (см. рис. 2), в котором горячие продукты горения разгоняются до высокой скорости. Важной характеристикой ракеты является удельный импульс Isp, представляющий собой импульс, полученный ракетой при истечении из сопла единицы массы. Желательно иметь такие топлива, для которых значения / sp велики. Следовательно, параметр потока vz представляет значительный практический интерес.  

Это время кажется неправдоподобно большим, что указывает на практическую значимость полетов с оптимальным регулированием тяги ракетного двигателя.  

Подсчитано, что 1 кг полезного груза, выведенного на орбиту искусственного спутника, требует 100 кг тяги ракетного двигателя. В результате, на каждый 1 кг спутника приходится несколько сот килограммов различных вспомогательных конструкций, горючего, окислителя и пр.  

Как мы указывали [ см. формулу (32) ], при малых фо закон изменения массы, а следовательно, и закон программирования тяги ракетного двигателя определяется показательной функцией и зависит только от коэффициента Ка - совершенства самолета. При произвольных значениях фо закон изменения массы определяется проще всего графически.  

Разработка проекта действующей модели ракеты тесно связана с вопросом о двигателе. Какой двигатель лучше поставить на модель? Какие из его характеристик являются главными? В чем их сущность? Разбираться в этих вопросах моделисту необходимо.

В этой главе по возможности элементарно рассказывается о характеристиках двигателя, т. е. тех факторах, которые определяют его особенности. Ясное представление о значении тяги двигателя, времени его работы, суммарном и удельном импульсе и их влиянии на качество полета модели ракеты поможет модели-сту-конструктору правильно выбрать двигатель для модели ракеты, а значит, обеспечит успех в соревнованиях.

Основными характеристиками ракетного двигателя являются:

• 1. Тяга двигателя Р (кг)
• 2. Время работы t (сек)
• 3. Удельная тяга Р уд (кг·сек/кг)
• 4. Суммарный (общий) импульс J ∑ (10 н·сек ≈ 1 кг·сек)
• 5. Вес топлива G T (кг)
• 6. Секундный расход топлива ω (кг)
• 7. Скорость истечения газов W (м/сек)
• 8. Вес двигателя G дв (кг)
• 9. Размеры двигателя l, d (мм)

1. Тяга двигателя

Рассмотрим схему возникновения тяги в ракетном двигателе.
В процессе работы двигателя в камере сгорания непрерывно образуются газы, являющиеся продуктами сгорания топлива. Допустим, что камера, в которой находятся под давлением газы, представляет собой замкнутый сосуд (рис. 11, а), тогда легко понять, что никакой тяги в этой камере возникнуть не может, так как давление распределяется одинаково по всей внутренней поверхности замкнутого сосуда и все силы давления взаимно уравновешены.

В случае же открытого сопла (рис. 11, б) газы, находящиеся в камере сгорания под давлением, устремляются с большой скоростью через сопло. При этом часть камеры напротив сопла оказывается неуравновешенной. Силы давления, действующие на ту часть площади дна камеры, которая находится против отверстия сопла, тоже неуравновешены, в результате чего и возникает тяга.

Если рассматривать только поступательное движение газов вдоль камеры сгорания и сопла, то распределение скорости газов на этом пути можно охарактеризовать кривой (рис. 12, а). Давление на элементы поверхности камеры и сопла распределяются так, как показано на рис. 12, б.

Величина нескомпенсированной площади дна камеры сгорания равна площади наименьшего сечения сопла. Очевидно, чем больше площадь этого сечения, тем большее количество газов сможет покинуть камеру сгорания в единицу времени.

Таким образом, можно сделать вывод: тяга двигателя зависит от количества газов, покидающих камеру сгорания в единицу времени в результате нескомпенсированной площади и скорости истечения газов, обусловленной неуравновешенностью давлений.

Для получения количественной зависимости рассмотрим изменение количества движения газов при их истечении из камеры сгорания. Допустим, что в течение времени t камеру сгорания двигателя покидает некоторое количество газа, массу которого обозначим т. Если предположить, что поступательная скорость газов в камере сгорания равна нулю, а на выходе из сопла достигает значения W м/сек, то изменение скорости газа будет равно W м/сек. В этом случае изменение количества движения упомянутой массы газа запишется в виде равенства:

Однако изменение количества движения газов может произойти только в том случае, если на газ будет действовать некоторая сила Р на протяжении некоторого времени t, тогда

где J ∑ =P·t - импульс силы, действующий на газ.

Заменив в формуле (1) значение ΔQ на равное J ∑ =P·t, получим:

отсюда

Мы получили выражение силы, с которой стенки камеры сгорания и сопла действуют на газ, вызывая изменение его скорости от 0 до W м/сек.

В соответствии с законами механики сила, с которой стенки камеры и сопла действуют на газ, равна по величине силе Р, с которой в свою очередь газ действует на стенки камеры и сопла. Эта сила Р и есть тяга двигателя.

Известно, что масса любого тела связана с его весом (в данном случае с весом топлива в двигателе) соотношением:
где G T - вес топлива;
g - ускорение силы земного тяготения.

Подставив в формулу (5) вместо массы газа m ее аналогичное значение из формулы (6), получим:

Величина G T /t представляет собой весовое количество топлива (газа), покидающего камеру сгорания двигателя за единицу времени (1 сек). Эту величину называют весовым секундным расходом и обозначают ω. Тогда
Итак, мы вывели формулу тяги двигателя. Необходимо заметить, что такой вид формула может иметь лишь в том случае, когда давление газа в момент прохождения его через выходной срез сопла равно окружающему давлению. В противном случае в правую часть формулы добавляется еще один член:
где f - площадь выходного сечения сопла (см 2);
р к - давление газа в выходном сечении сопла (кг/см 2);
р о - окружающее (атмосферное) давление (кг/см 2).

Таким образом, окончательно формула тяги ракетного двигателя имеет вид:

Первый член правой части ω/g·W носит название динамической составляющей тяги, а второй f(р к -р о) - статической составляющей. Последняя составляет около 15% от общей тяги, поэтому для простоты изложения в расчет приниматься не будет.

Для расчета тяги можно использовать формулу, имеющую аналогичное значение с формулой (5), при Р=const:

где Р ср - средняя тяга двигателя (кг);
J ∑ - суммарный импульс двигателя (кг·сек);
t - время действия двигателя (сек).

При постоянном значении тяги часто используется формула

где Р уд - удельная тяга двигателя (кг·сек/кг);
Υ - удельный вес топлива (г/см 3);
U - скорость горения топлива (см/сек);
F - площадь горения (см 2);
Р - тяга двигателя (кг).

В случаях непостоянной тяги, например при определении начальной, максимальной, средней тяги и тяги в любой момент времени действия двигателя, в эту формулу необходимо вводить истинные значения U и F данного двигателя.

Итак, тяга является произведением эффективной скорости истечения газов W на массовый секундный расход топлива ω/g.

Задача 1 . Определить тягу ракетного двигателя типа ДБ-З-СМ-10, имея следующие данные: Р уд =45,5 кг·сек/кг; G T =0,022 кг; t=4 сек.

Решение . Эффективная скорость истечения газов из сопла:

Секундный расход топлива:

Тяга двигателя:

Примечание . Для двигателя ДБ-З-СМ-10 - это средняя тяга.

Задача 2 . Определить тягу ракетного двигателя типа ДБ-З-СМ-10, имея следующие данные: 1 кг·сек; G T =0,022 кг; t=4 сек.

Решение . Используем формулу (11):

2. Скорость истечения газов

Скорость истечения газов из сопла двигателя, так же как и секундный расход топлива, имеет непосредственное влияние на величину тяги. Тяга двигателя, как усматривается из формулы (8), прямо пропорциональна скорости истечения газов. Таким образом, скорость истечения является важнейшим параметром ракетного двигателя.

Скорость истечения газов зависит от разных факторов. Важнейшим параметром, характеризующим состояние газов в камере сгорания, является температура (Т°К). Скорость истечения прямо пропорциональна квадратному корню из температуры газов в камере. Температура в свою очередь зависит от количества тепла, выделяемого при сгорании топлива. Таким образом, скорость истечения зависит прежде всего от качества топлива, его энергетического ресурса.

3. Удельная тяга и удельный импульс

Совершенство двигателя и эффективность его работы характеризуются удельной тягой. Удельной тягой называют отношение силы тяги к секундно-весовому расходу топлива.

Размерность удельной тяги будет (кг силы·сек/кг расхода) или кг·сек/кг. В зарубежной печати размерность Руд часто записывают в виде (сек). Но физический смысл значения при такой размерности теряется.

Современные модельные РДТТ имеют низкие значения удельной тяги: от 28 до 50 кг·сек/кг. Имеются и новые двигатели с удельной тягой 160 кг·сек/кг и выше, с нижним пределом давления не выше 3 кг/см 2 и сравнительно высоким удельным весом топлива - более 2 г/см 3 .

Удельная тяга показывает эффективность использования одного килограмма топлива в данном двигателе. Чем выше удельная тяга двигателя, тем меньше топлива затрачивается для получения одного и того же суммарного импульса двигателя. Значит, при одинаковом весе топлива и размерах двигателей предпочтительнее будет тот, у которого удельная тяга выше.

Задача 3 . Определить вес топлива в каждом из четырех двигателей с суммарным импульсом 1 кг·сек, но с разными удельными тягами: а) Р уд =28 кг-сек/кг; б) Р уд =45,5 кг·сек/кг; в) Р уд =70 кг·сек/кг; г) Р уд =160 кг·сек/кг.

Решение . Вес топлива определим из формулы:

Полученные результаты наглядно показывают, что для моделей ракет выгоднее применять двигатели с более высокой удельной тягой (с целью уменьшения стартового веса модели).

Под удельным импульсом J уд понимают отношение полного импульса тяги за время t работы двигателя к весу израсходованного за это время топлива G T .

При постоянной тяге, т. е. при постоянном давлении в камере сгорания и работе двигателя на земле, J уд =Р уд.

4. Расчет характеристик двигателя ДБ-1-СМ-6

Для расчета двигателей применяется коэффициент, характерный для данного топлива и определяющий оптимальный режим в камере сгорания:
где К - постоянный коэффициент для данного топлива;
F макс - максимальная площадь горения в камере сгорания;
f кр - критическое сечение сопла.

Задача 4 . Подсчитать основные характеристики двигателя ДБ-1-СМ-6, у которого корпусом является бумажная охотничья гильза 12-го калибра. Топливом служит смесь № 1 (селитра калиевая - 75, сера - 12 и древесный уголь - 26 частей). Плотность прессования (удельный вес топлива) γ=1,3-1,35 г/см 2 , Р уд =30 кг·сек/кг, К=100. Задаемся максимальным давлением в камере сгорания в пределах 8 кг/см 2 . Скорость горения данного топлива в зависимости от давления при нормальной температуре окружающей среды представлена на графике рис. 13.

Решение . Прежде всего необходимо вычертить корпус двигателя, т. е. гильзу 12-го калибра (Жевело), что дает возможность наглядно проследить за ходом расчетов (рис. 14). Корпус двигателя (гильза) имеет уже готовое сопло (отверстие для пистона Жевело). Диаметр отверстия 5,5 мм, длина гильзы 70 мм, ее внутренний диаметр 18,5 мм, внешний - 20,5 мм, длина сопла 9 мм. Топливная шашка двигателя должна иметь свободное пространство - продольный канал, благодаря которому имеется возможность довести площадь горения топлива в двигателе до максимальной величины. Форма канала - усеченный конус, нижнее основание которого соответствует размеру отверстия в гильзе (5,5 мм), а при калибровке может быть равным 6 мм. Диаметр верхнего основания - 4 мм. Верхнее основание делается несколько меньше из-за технологических соображений и техники безопасности при удалении металлического конуса из пороховой массы. Для определения длины конуса (стержня) необходимы исходные данные, которые получают в следующем порядке.

Используя формулу (15), определяют возможную максимальную площадь горения:

Максимальная площадь горения топлива (рис. 15) образуется в результате выгорания топлива по каналу радиально до внутренней стенки камеры сгорания (гильзы) и вперед на толщину свода топливной шашки до ее полной длины h, т. е.

Внутренний диаметр гильзы 18,5 мм, однако надо помнить, что в процессе прессования топлива гильза несколько деформируется, ее диаметр увеличивается до 19 мм (1,9 см), высота цоколя уменьшается до 7 мм. Толщину свода топлива находим из выражения:
где г - средняя толщина свода топлива (см);
d 1 - диаметр канала у сопла (см);
d 2 - диаметр канала в конце (см).

Длина канала l=h 1 -r=4,27-0,7=3,57 см. Полученные размеры сразу же нанесем на чертеж (рис. 15). Длина стержня для запрессовки: 3,57+0,7=4,27 см (0,7 см - высота цоколя гильзы).

Перейдем к определению высоты маршевой части топливной шашки. Эта часть топливной шашки не имеет канала, т. е. запрессована всплошную. Назначение ее в том, чтобы после достижения наибольшего значения тяги получить маршевый участок желательно с постоянной тягой. Высота маршевой части шашки должна быть строго определенной. Горение маршевой части ракетного топлива протекает в двигателе с незначительным давлением 0,07-0,02 кг/см 2 . Исходя из этого, по графику рис. 13 определяем скорость горения маршевой части топлива: U=0,9 см/сек.

Высота маршевой части h 2 для времени горения t=1,58 сек. составит.

Ракетные двигатели по своей конструкции очень просты. На рис. 4.23 приведены принципиальная схема (а) и общий вид (б) одного из таких двигателей. Здесь: 1 и 2 - баки с горючим и окислителем; 3 - камера сгорания, в которой производится сжигание топлива; 4 - форсунки для подачи смеси горючего с окислителем; 5 - выходная дюза для выброса продуктов сгорания наружу. С помощью такого двигателя при выбросе продуктов сгорания и образуется реактивная сила тяги, приводящая в движение ракету. Найденная нами формула для реактивной силы позволяет полностью определить все требования, которым должно удовлетворять топливо и конструкция двигателя для получения наибольшей силя тяги, и найти все особые качества таких двигателей.

Рассмотрим сначала требования к топливу. Формула говорит, что для достижения наибольшей силы тяги нужно обеспечить выброс больших масс газов за одну секунду.

Значит, вещество топлива должно быть достаточно тяжелым, т. е. иметь достаточно большую плотность. Поэтому, например, керосин оказывается более пригодным топливом для таких двигателей, чем бензин.

Кроме того, топливо с выбранным окислителем должно обладать способностью быстро сгорать, или, как говорят физики, должно обладать большой скоростью горения. Поэтому, например, керосин с жидким кислородом оказывается намного выгоднее, чем соляровое масло. Скорость горения масла мала. Несмотря на большую плотность масла, малая скорость горения не позволяет получить большую массу выбрасываемых за секунду газов.

Формула далее говорит, что для получения большой силы тяги необходимо обеспечить большую скорость выброса газов относительно ракеты. Для этого нужно, чтобы на них действовали в момент выброса достаточно большие силы. Большие силы возникают только тогда, когда в камере сгорания создаются высокие давления. Но при определенной массе сгоревшего топлива давление становится большим только при очень высоких температурах газа в камере. Следовательно, условие получения больших скоростей выброса газов предъявляет новые требования к качествам топлива и окислителя: горючее должно обладать высокой температурой горения и выделять во время горения большое количество тепла.

Всем этим требованиям и стараются удовлетворить создатели двигателей при выборе топлива. Отыскание топлива с такими качествами было одной из труднейших задач, которую первыми решили советские ученые.

Требования к конструкции двигателя также ясно видны из формулы реактивной силы и из найденных нами требований к качеству топлива. Механизмы подачи топлива и окислителя должны подавать в камеру сгорания большие количества горючего каждую секунду. Материал стенок камеры сгорания и выходных дюз должен длительное время выдерживать действие больших сил при температурах много более 1000°С, т. е. необходимо, чтобы он обладал большой жаростойкостью и большой прочностью при высоких температурах.

Создание таких новых материалов также было одной из труднейших задач, которую успешно решили ученые, занимающиеся физикой твердого тела.

Наконец, формы камеры сгорания и дюз должны быть такими, чтобы возникающая реактивная сила была направлена в нужную сторону. Необходимо, чтобы дюзы свободно пропускали большие массы газа так, чтобы внутри струи не возникало ненужных движений.

Однако самое замечательное следствие из формулы реактивной силы - это определение особых качеств ракетных двигателей, отличающих их от всех других двигателей.

Сила тяги обычных двигателей уменьшается обратно пропорционально скорости того корабля, на котором они установлены. При некоторой скорости эта сила становится равной тормозящим силам, действующим со стороны других тел. После этого корабль перестает

разгоняться и начинает двигаться равномерно. Для каждого тела, приводимого в движение обычным двигателем, существует предельная скорость, которую превысить невозможно.

В том, что такая зависимость силы тяги от скорости есть, вы легко можете убедиться сами. Мышцы вашего тела являются своеобразными двигателями обычного типа. Вы начинаете бег. На старте напрягаете полностью мышцы и можете развить очень большую силу начального толчка. Но во время бега при большой скорости при самом большом напряжении мышц вы никогда не сможете развить такой силы толчка. Поэтому для каждого бегуна есть своя предельная скорость.

Как видно из формулы реактивная сила совершенно не зависит от скорости корабля, на котором установлен ракетный двигатель. В этом и состоит важнейшее отличие ракетных двигателей от обычных.

На это свойство ракетных двигателей впервые обратил внимание выдающийся русский ученый К. Э. Циолковский. Он первый указал на то, что возможность сообщать ракете ускорения с помощью только реактивных сил без участия других тел и независимость этих сил от скорости корабля открывают для человека единственную возможность выйти в космическое пространство. К. Э. Циолковский по праву стал родоначальником всей современной космонавтики.

Мы рассмотрели особенности ракетного двигателя. Реактивные двигатели, установленные на самолетах, устроены и работают так же и отличаются от ракетных только тем, что для сжигания топлива они используют атмосферный воздух. Поэтому такие двигатели снабжаются дополнительными устройствами для подачи воздуха в камеру сгорания.

На рис. 4.24 приведена схема самолетного турбореактивного двигателя. Здесь: 1 - выходная дюза для выброса продуктов сгорания топлива и воздуха; 2 - газовая турбина, приводящая в движение компрессор; 3 - камера сгорания; 4 - форсунка; 5 - компрессор; 6 - стартер.

Такой реактивный двигатель обладает всеми главными достоинствами ракетных двигателей. Возможность получать большие силы тяги и независимость этих сил от скорости самолета позволили достичь сверхзвуковых скоростей, измеряемых тысячами километров в час. Таким образом, простое уравнение реактивной силы, с которым мы познакомились, послужило отправной точкой для освоения космоса и для технической революции в авиации.

Открытие Мещерского, прозорливость К. Э. Циолковского, инженерный и организаторский талант академика Королева, мастерство и мужество Юрия Гагарина, умелые руки советских рабочих и техников открыли человечеству дорогу к другим планетам, новую эпоху в освоении воздушного пространства.