и*л
Государственное издательство
иностранной.
литературы

ФИЗИКА И ХИМИЯ
РЕАКТИВНОГО
ДВИЖЕНИЯ
СБОРНИК
2
ПЕРЕВОД СТАТЕЙ
С АНГЛИЙСКОГО
ПОД РЕДАКЦИЕЙ
Проф. СОКОЛИК А А. С.
1949
И ЗДАТЕЛЬСТВО
ИНОСТРАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
Мое кеа

ПРЕДИСЛОВИЕ РЕДАКТОРА
Настоящий сборник, в отличие'от первого сборника,
посвящен исключительно вопросам, относящимся к ракетным
двигателям и топливам.
Разделение материала по двум областям реактивной
техники — ракетным и воздушно-реактивным двигателям—оправдьь
вается, по нашему мнению, и специфическими особенностями
применения этих двух типов реактивных аппаратов и глубо-*
кими различиями в физико-химической природе идущих в них
процессов. Отличная по порядку величины теплонапряженность
ракетных двигателей, химические особенности саморегу^
лирующихся ракетных топлив, важность одновременного учета
и скорости истечения продуктов сгорания и энергетической
плотности исходного топлива для оценки его
работоспособности— все это определяет специфический подход к
классификации и к оценке эффективности ракетных топлив и к
методам исследования и расчета ракетных двигателей.
Значительная часть представленного в сборнике материала
посвящена обзору развития ракетных двигателей и топлив,
сравнительной оценке различных классов топлив и анализу
процесса в двигателе с точки зрения получения
максимальных величин дальности и полезной нагрузки.
Включенный сюда материал по истории развития
основных принципов и элементов конструкции ракетных двигателей
(статья Уайльда), даже при всей его неполноте, может
оказаться полезным при уточнении обоснованной перспективы
развития их в будущем.
Другие статьи того же раздела посвящены анализу
проблемы эффективного использования топлива в ракетном
двигателе (статьи Леонарда, Берггрена и отчасти Уилера и др.).
Хотя исследование ведется в этих работах на основании общих

предисловие
принципов и сходными методами, однако в них имеются и
свои индивидуальные особенности, благодаря которым
создается некоторая разносторонность освещения вопроса. Та
часть материала, которая представляет лишь узко
специальный интерес (например, вопросы технологии) или же
является повторением, сокращена, по возможности, без
нарушения цельности текста.
Раздел II содержит статьи о свойствах практически
важных компонентов топлив.
Наконец, в заключение сборника помещена статья о
проблеме космического полета. Хотя эта проблема несомнен
но относится к более или менее отдаленному будущему,
следует помнить, что именно идея космического полета
родила замечательные труды Циолковского по ракетному
движению и именно это применение ракетного двигателя
должно увенчать его развитие в будущем.
А. Соколик.

РАЗДЕЛ I
РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА И ИХ ПРИМЕНЕНИЕ В РАКЕТНЫХ
ДВИГАТЕЛЯХ
ТВЕРДЫЕ И ЖИДКИЕ РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА
В. Уилер, Г. У штекер, Н. Пайк
(W. Wheeler, H. Whittaker, H. Pike, .Solid and Liquid Propellants", Journal of the Institute of
Fuel, XX, N. 114, 1947)
1. ОБЩЕЕ СРАВНЕНИЕ ТВЕРДЫХ И ЖИДКИХ
МЕТАТЕЛЬНЫХ ВЕЩЕСТВ
Термин „метательное вещество44 в обычном смысле не
требует пояснения, несмотря на то, что типичные
метательные вещества часто применяются не по прямому назначению.
Старейшим из них является черный порох, изобретенный
в Китае приблизительно 2000 лет назад. В наши дни он еще
продолжает применяться в значительных количествах,
особенно для пиротехнических целей, как составная часть вос-
пламенительных и инициирующих составов, и в охотничьих
патронах.
Его особенность, как и всех простых однокомпонентных
метательных веществ, заключается в том, что он содержит
горючее вещество и окислитель в виде достаточно тесной
смеси, обеспечивающей быструю реакцию без участия
атмосферного кислорода, причем эта реакция протекает с
выделением тепла и образованием значительного количества
газообразных продуктов. Конечно, весьма желательно, а большей
частью и необходимо, чтобы метательное вещество было
стойким, чтобы свойства его оставались относительно неизменными
при нормальных условиях хранения и чтобы оно не обладало
склонностью к детонации. Как правило, реакция инициируется
путем подвода тепла, причем, раз начавшись, она обычно
протекает вплоть до завершения.
Обычные способы применения метательных веществ
(в ружейных и револьверных патронах, в пушечных зарядах,
в сигнальных и спасательных ракетах) предъявляют к ним
требования максимальной простоты и удобства в массовом
производстве и в обращении. Во всех перечисленных
случаях применения требование простоты стимулировало
использование твердых метательных веществ. Лишь в самые
последние годы начали обращать внимание на разработку
систем, рассчитанных на применение жидких метательных
веществ. Выдающееся место среди этих новейших изобретений

8 Уилер, Уиттекер и Пайк
занимает ракетный двигатель, представляющий собой обычно
аппарат для создания тяги, а за последнее время и генератор
сжатого газа. Таким образом, главной практической основой
для сравнения твердых и жидких метательных веществ
остается их применение для указанных целей.
Реакция, возникающая при горении твердого метательного
вещества, всегда развивается на поверхности заряда. Тепло,
необходимое для инициирования горения, повышает
температуру поверхности настолько, что между вступающими в
реакцию веществами начинается бурное взаимодействие. Продукты
реакции получаются в газообразном состоянии и, улетучиваясь,
оставляют свободную поверхность заряда, готовую для
дальнейшего продолжения реакции. Если же по какой-либо
причине реакция протекает настолько медленно, что к свежей
поверхности поступает количество тепла, недостаточное для
поддержания химической активности на необходимом уровне,
то горение прекращается. Последнее, например, может иметь
место в кордитной ракете, охлажденной до низкой
температуры, когда теплоотвод в стенки трубки в начальной стадии
настолько значителен, что начавшееся горение может
прекратиться.
Именно то обстоятельство, что в твердых ракетных
горючих горение происходит на свободных поверхностях, и
обусловливает специфическое различие между ними и жидкими
ракетными горючими. Для первых скорость горения в любой
стадии определяется начальной геометрической формой заряда.
В этом случае регулирование силы тяги, прекращение горения
и повторное зажигание являются наиболее трудной задачей.
*Только в тех случаях, когда такое регулирование необходимо
осуществить в целой серии ракет, целесообразно и вполне
возможно при современном уровне техники регулировать
изменение скорости горения твердых ракетных горючих.
В случае же жидких горючих положение иное: подачу
горючего в камеру сгорания можно варьировать или прекращать,
и при наличии соответствующих зажигательных
приспособлений тяга может быть возобновлена в любой момент.
Однако этим не исчерпывается решение проблемы. Для
успешного горения необходимо, чтобы в камере
существовало достаточно высокое давление. Теоретически к. п. д.
реактивного двигателя непрерывно растет с повышением
давления, хотя скорость увеличения к. п. д. по мере повышения
давления постепенно снижается. Это видно из рис. 1,
который показывает изменение члена
[ • - й

Твердые и жидкие ракетные топлива
(последний входит в уравнение для к.п. д. ракетного
двигателя) (см. стр. 39) по мере увеличения Рс/Ре.
Таким образом, выигрыш при давлениях, превышающих,
например, 35 ашм, оказывается небольшим; при снижении
давления в камере ниже 20 апгм потери становятся
значительными. Это относится в одинаковой степени к системам
с твердыми и жидкими горючими, и отсюда следует, что при
данном сечении горловины сопла существует практический
предел экономически
допустимого
изменения силы тяги. Эту
трудность можно было
бы преодолеть,
работая при среднем
давлении, значительно
превышающем 35 апгм, но
при этом
потребовалась бы значительно
более прочная
конструкция камеры
сгорания, что должно было
бы отрицательно отра-
Рис. 1. Зависимость термодинамического
к. п. д. от коэфициента расширения при
различных значениях ?•
зиться на весе
двигателя. В большинстве
конструкций с
применением жидкого горючего,
во избежание излишнего утяжеления, принято давление в
камере порядка 20 апгм. В ракетных двигателях на твердом
горючем допускаются более высокие давления, но уже по
другим соображениям.
При проектировании ракетных двигателей основным
лимитирующим фактором является вес, но имеется и ряд
других факторов (различных для систем, работающих на
твердых и жидких горючих), обусловливающих выбор между
ними в зависимости от назначения ракетного двигателя.
Рассмотрение некоторых из этих общих соображений
представляет несомненный интерес.
а) В случае жидких топлив значительная часть времени,
в течение которого частица топлива пребывает в камере
сгорания, затрачивается на распыл, нагревание, испарение,
турбулентное смешение и взаимную диффузию. Для
проведения этих предварительных процессов требуется не только
известное время, но и определенное пространство камеры
сгорания. Поэтому во многих случаях общее пространство
камеры гораздо больше, чем это требуется для самого
процесса сгорания. При применении любых сортов твердого

Уилер, Уиттекер и Пайк
топлива процесс смешения произведен уже заранее;
сжигание происходит на поверхности материала, и размеры камеры
сгорания могут быть сравнительно небольшими.
Существенным при этом является требование достаточно большого
сечения для прохода газов, чтобы скорость поступления газа
к соплу была ниже звуковой. Из этих особенностей жидких
и твердых топлив вытекает, что при малом времени
сгорания (т. е. в случае, когда отношение тяги к общему
импульсу значительно) предпочтение следует отдавать системам с
твердым горючим.
б) В другом предельном случае, когда время сгорания
велико, преимуществом обладают системы с жидким
топливом, особенно если имеется возможность подавать его с
помощью насоса в камеру сгорания. В этих случаях, при
увеличении продолжительности горения, приходится
увеличивать только количество горючего и размер резервуара для
него. Размеры и вес насосов, турбины, камеры сгорания и
сопла остаются без изменения, и они составляют непрерывно
уменьшающуюся долю веса двигателя в целом. Увеличение
вес горючего ^
отношения общий вес— отвечает одному из наиболее
существенных требований, предъявляемых при проектировании
реактивных двигателей.
в) Обычно выдвигается требование, чтобы к. п. д.
реактивного двигателя был возможно более высоким. Роль
величины давления при сжигании уже отмечалась выше. В
уравнении для к. п. д. двигателя есть еще один существенный
член, V -jtf, где Т — абсолютная температура сгорания,
а М — молекулярный вес продуктов горения. Отсюда
следует, что для получения высокого к. п. д. температура камеры
сгорания должна быть высокой, и на практике она часто
достигает примерно 2500° С. При этих условиях становится
безусловно желательным жидкостное охлаждение камеры сгорания
и сопла, и для этой цели оказалось целесообразным
использовать некоторые жидкие топлива в качестве охлаждающих
жидкостей, пропуская их через рубашку вокруг камеры
перед впрыском в камеру. Этот способ неприемлем в случае
твердых топлив.
г) Жидкости, применяемые в качестве ракетного топлива,
оказываются во многих случаях нестойкими и
корродирующими, и это является причиной особых затруднений при
конструировании резервуаров для топлив и вентилей, а иногда
обусловливает и невозможность длительного хранения.
Наоборот, твердые топлива оказываются сравнительно стойкими при
условии отсутствия контакта с несовместимыми материалами.

Твердые а жидкие ракетные топлива 11
Специфическими положительными свойствами систем с
твердым горючим являются их сравнительная простота и
дешевизна, а также исключительная надежность.
Особенности вновь развивающейся ракетной техники заставляют в
некоторых случаях отдать Предпочтение жидким горючим
перед твердыми, которые хотя и были ранее известны, но
еще недостаточно изучены.
2. ТВЕРДЫЕ РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА
Общие свойства твердых ракетных топлив
Повидимому, целесообразнее, учитывая общие свойства
твердых ракетных топлив, подразделить их на три основные
группы, как это было принято в период войны.
1. Составы, принятые в армии.
2. Составы, разработанные, но окончательно еще не
принятые военным ведомством.
3. Составы, находящиеся в экспериментальной стадии
разработки.
Совершенно очевидно, что основное требование,
предъявляемое к ракетным горючим, так же как и к любым
другим ВВ, заключается в возможности точного предсказания их
действия. Но существуют и другие факторы, как, например,
доступность (желательна возможность получения горючих из
местных источников) и дешевизна основного сырья, легкость
и безопасность производства и, наконец, что не менее
существенно, возможно более длительная стойкость при хранении.
В отношении этого последнего условия приходится отметить,
что большинство ВВ, вообще говоря, отличается
исключительной нестойкостью. Это означает, что во время хранения
наблюдается разложение, приводящее к ослаблению
взрывчатых свойств. Эти изменения зависят от условий хранения,
особенно от температуры и влажности. В случае ракетного
топлива химические изменения могут отразиться на
физических свойствах (например, через разрушение коллоидной
структуры) и, следовательно, на условиях горения.
В Англии ракетное топливо, относящееся к группе 1,
представляло собой разновидность ВВ, разработанного ранее
для пушечных зарядов. Оно принадлежит к большому
классу метательных веществ „двойной базыц, в основе которых
лежит жидкий сложный эфир азотной кислоты (обычно
нитроглицерин) и твердый сложный эфир азотной кислоты
(нитроцеллюлоза). Производство (см. ниже) велось по
специальному методу без растворителей, причем желатинирование
нитроцеллюлозы нитроглицерином осуществлялось
обработкой его диэтилдифенилмочевиной, обычно называемой карба-

12 Уилер, Уиттекер и Пайк
митом. Это соединение отличается весьма положительными
свойствами, так как оно не только способствует
желатинированию, но действует также и в качестве стабилизатора,
нейтрализуя продукты разложения сложных эфиров азотной
кислоты и удлиняя, таким образбм, срок полезной службы ВВ.
Отдельные компоненты применяются в следующих
приблизительно количествах:
Частей
по весу
Нитроглицерин 50
Нитроцеллюлоза 41
Карбамит 9
Такой кордит получали без применения растворителя в
виде сравнительно небольших зерен для пулеметных
зарядов. Перед самой войной были приняты меры к
производству его в зернах, размер которых подходит для применения
в ракетах, а именно с номинальным диаметром в 50,8, 76,2
и 109,2 мм. Возможность производства этого продукта в виде
зерен больших размеров подлежит^еще изучению.
Твердый (коллоидальный) кордит дл^ ракет,
применявшийся в Германии, близок к кордиту, описанному выше.
Основное различие заключалось в том, что в Германии
вместо нитроглицерина применяли главным образом другой
жидкий эфир азотной кислоты — диэтиленгликольдинитрат.
В значительной степени это можно объяснить положением
с сырьем. Для производства нитроглицерина требуется
наличие глицерина, который получается из жиров; в последних
Германия испытывала острый недостаток. С другой стороны,
имелись хорошо оборудованные заводы для получения и
переработки этилена. Впрочем, следует признать, что
применение диэтиленгликольдинитрата представляет
определенные преимущества по сравнению с нитроглицерином. В
частности, он значительно менее чувствителен к удару и,
следовательно, более безопасен в обращении; кроме того, он
является более хорошим желатинизатором нитроцеллюлозы.
В группе 2 необходимо отметить разработку пластических
метательных веществ, приспособленных для
непосредственного заполнения ракетной камеры. Эти вещества
производятся в настоящее время с консистенцией пластелина. Их
объем не изменяется с повышением температуры, и они
долго сохраняют пластические свойства.
Как правило, они содержат до 90 % твердых веществ,
смешанных с вяжущим составом для получения надлежащей
пластичности. В качестве вяжущего состава можно применять
раствор в диэтиленгликольдинитрате маловязкой
нитроцеллюлозы с небольшим содержанием азота и примесью карба-

Твердые и жидкие ракетные топлива 13
мита. Вместо диэтиленгликольдинитрата можно использовать
нитроглицерин, флегматизированный примесью дибутил-
фталата.
Возможно также применение разнообразных составов,
обладающих подходящей пластичностью, что дает возможность
по желанию регулировать свойства горючего (к. п. д., скорость
горения и т. д.). К преимуществам пластических реактивных
горючих можно отнести пригодность их для заполнения
ракетных камер очень большого диаметра. Требуемое
оборудование и способ производства в этом случае несколько
проще, чем для получения ракетного кордита.
В упомянутую выше группу 3 входит большое число
составов, из которых здесь будут отмечены лишь немногие. Вообще
можно считать, что исследования В; этой области
стимулировались ожидавшимися перебоями в снабжении сырьем заводов
ракетных кордитов, включая, конечно, нитроглицерин и
нитроцеллюлозу.
Эти компоненты применялись и для веществ 3-й группы,
но в меньших количествах, чем в производстве метательных
веществ, „двойной базы"; при этом в их состав входили еще
значительные количества нитратов или перхлоратов и
углеродистых веществ.
Следует указать, что развивается также (в частности
в США) производство и применение твердых метательных
веществ, представляющих собой смесь тонко измельченного
перхлората калия, диспергированного в горячем асфальте.
Преимуществом такой смеси является то, что ею можно
заполнять ракетные трубки или камеры. Применяются также
термореактивные смолы как основа для введения тонко
измельченных твердых компонентов.
В Англии начали вырабатывать прессованные или литые
заряды на основе, главным образом, нитрата аммония с
добавками, например, двухромовокислого аммония. Прессованные
продукты вырабатываются сравнительна просто и отличаются
безопасностью в обращении. Поэтому таким продуктам
обеспечен сбыт в ряде областей применения.
Можно, наконец, упомянуть один вид ВВ (порох Рисслинга),
производившийся в Германии и имевший следующий состав:
Частей
Тринитротолуол 50
Диэтиленгликольдинитрат 17—18
Нитроцеллюлоза (содержание азота 12,2^) . . . 28—29
Дифениламин 0,5
Карбамит 0,5
Для изготовления литых зарядов сперва составляют пасту,
содержащую нитроцеллюлозу, диэтиленгликольдинитрат и

14 Уилер, Уиттекер и Пайк
стабилизатор. Эту пасту еще во влажном виде измельчают
в крошку и при энергичном перемешивании медленно
добавляют к расплавленному тринитротолуолу. Для удаления воды
и воздуха пользуются вакуумом, после чего расплавленную
массу загружают в стальные формы и охлаждают в течение
24—48 час. при регулируемых условиях. Удавалось получать
литые заряды длиной в 1 м и диаметром 53 см.
Производство твердых метательных веществ
Основные стадии производства ракетного кордита,
применявшегося во время войны, заключаются в следующем:
1. Производство нитроцеллюлозы. Сырьем для
производства является древесная целлюлоза, полученная по сульфитному
или сульфатному методу. Смесь равных частей сульфитной
и сульфатной целлюлозы перерабатывают в бумагу,
обладающую специальными физическими и химическими свойствами,
и направляют на кордитный завод. На заводе из бумаги
делают свертки, состоящие из чередующихся слоев гладкой и
гофрированной бумаги. Эти свертки нитруют в керамиковых
чанах Томсона, в результате чего получается нитроцеллюлоза
с заданным содержанием азота. После стабилизации
кипячением и тонкого измельчения нитроцеллюлозу заготавливают
партиями весом от 10 до 13 т.
2. Производство Нитроглицерина. Глицерин,
употребляемый для производства динамита (чистый), нитруют при строго
определенных условиях, особенно в отношении температуры,
почти безводной смесью кислот, содержащей 55% H2SO4 и
45% HNO3. В прежнее время процесс проводили обработкой
отдельных партий по 30—40 ц нитроглицерина. В настоящее
же время применяют большей частью непрерывный способ
нитрования, позволяющий получить за час 540—680 кг
нитроглицерина.
Нитроглицерин и отработанную кислоту выгружают из
нитратора в виде эмульсии и подают в сепаратор, откуда
кислота направляется в цех регенерации, а нитроглицерин
подвергается повторному эмульгированию и затем пропускается
через ряд башен, где он последовательно промывается водой,
разбавленными растворами карбоната натрия и, наконец, теплой
водой.
3. Производство карбамита (диэтилдифенилмочевины).
Этот продукт получается конденсацией этиланилина с
фосгеном в две ступени. Сперва превращают этиланилин в
промежуточную солянокислую мочевину, а затем проводят реакцию
с другой молекулой этиланилина, причем образуется кар-
бамит.

Твердые и жидкие ракетные топлива 15
4. Мокрое смешение и переработка пасты в листы.
Компоненты кордита (перечисленные выше в пп. 1, 2 и 3)
смешивают под водой и из теста получают листы с помощью одного из
двух стандартных процессов. Эти листы затем подвергаются
ряду последовательных операций — сушке, желатинированию,
резке и прессовке*.
3. ЖИДКИЕ РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА
Сравнительные данные об одно- и двухкомпонентных системах
Жидкие ракетные топлива можно, аналогично твердым,
классифицировать на составы, применявшиеся во время войны,
и на составы, находящиеся еще в стадии исследования и
развития. Далее следует отдельно^рассмотреть одно- и двухком-
понентные системы.
В Германии применялись следующие (кодированные)
обозначения:
Однокомпонентные ракетные топлива
а) Монерголи. Они содержат одну жидкость,
разлагающуюся при воспламенении, которое осуществляется с помощью
небольшого заряда кордита или пиротехнического
приспособления. Смесь метилнитрата и метанола (мирол) типична для
этой категории.
б) Катерголи> содержащие одну жидкость, которая
разлагается каталитическим путем (с применением жидкого или
твердого катализатора). В качестве наиболее характерного примера
можно привести концентрированную перекись водорода
(концентрацией около 80%). Катализатором может служить либо
раствор переманганата кальция или натрия, либо твердое
вещество, пропитанное растворами таких активных химических
соединений, как, например, перманганаты, хроматы, бихроматы,
окислы марганца и т. д., или же растворами их смесей.
в) Литерголи являются системами с одним жидким и
другим твердым компонентами, находящимися в камере сгорания.
Так, например, известны ракеты, в которых сгорают частицы
твердого горючего с жидким кислородом в качестве
окислителя. Сначала уголь помещали на решетках в камере
сгорания, но в дальнейшем его стали применять в виде
перфорированных дисков, заполняющих камеру.
Двухкомпонентные ракетные топлива
а) Диерголи представляют собой системы, состоящие из двух
жидкостей, окислителя и горючего, которые не воспламеняются
* Описание соответствующего технологического процесса опущено.
(Прим. ред.)

16 Уилер, Уиттекер и Пайк
самопроизвольно при смешении и требуют специального
приспособления для зажигания подобного тому, которое
употребляется в случае монерголей. Можно привести в качестве
примера смесь жидкого кислорода и этилового спирта.
б) Гиперголи — системы, состоящие из двух жидкостей,
окислителя и горючего, которые самопроизвольно
воспламеняются при смешении. Типичными примерами таких систем
могут служить концентрированная перекись водорода со
смесью гидразингидрата и метилового спирта или
концентрированная азотная кислота с анилином.
Остается под вопросом, является ли такая классификация
достаточной и исчерпывающей, особенно если учесть
дальнейшее развитие. Мы будем рассматривать одно- и двухком-
понентные ракетные топлива с учетом следующих положений.
Понятие „однокомпонентное топливо* не должно приниматься
как синоним индивидуального жидкого соединения, наоборот,
как будет показано ниже, вещества эти, особенно те, которые
предназначены для создания сильной тяги (например, для
удельных импульсов выше 140), состоят большей частью из
смесей жидкостей. Что же касается „двухкомпонентных"
систем, особенно тех, которые содержат перекись водорода
в качестве окислителя, то в них могут быть смеси,
содержащие три жидкости.
Дадим краткий обзор современного состояния проблемы
ракетных топлив, каким оно было к моменту окончания войны,
с подразделением всех систем на такие, которые могут
считаться принятыми и которые в известной степени уже
нашли применение, и на такие, которые находятся еще в
стадии разработки и экспериментальной проверки.
Единственным принятым однокомпонентным ракетным
топливом можно считать перекись водорода (80—85% Н2О2),
разложение которой на водяной пар и кислород
осуществляется с помощью жидкого катализатора — концентрированного
раствора перманганата кальция или натрия. Немцы
использовали перекись водорода в следующих трех аппаратах:
а) планирующая ракетная бомба, обозначаемая Hs,
б) катапультное метательное приспособление для V-1 и
в) турбинная насосная система V-2 для подачи
основного горючего в камеру сгорания.
Экспериментальные работы, проводившиеся по
однокомпонентным ракетным топливам, показали, что твердый
катализатор, применяемый для разложения перекиси водорода,
представляет собой весьма удачный заменитель перманганат-
ных растворов. Применение твердых катализаторов
представляет определенные преимущества, так как упрощает
транспортировку и хранение, а устранение из системы насо-

Твердые и жидкие ракетные топлива 17
сов и сжатого азота для подачи жидкого катализатора
способствует упрощению и облегчению конструкции. Было
исследовано большое количество различных твердых
катализаторов с целью выявить те из них, которые удовлетворяют
требованиям: 1) высокой производительности, 2) длительного
срока службы, 3) быстрого запуска и 4) низких потерь от
эрозии. Впрочем, в некоторых случаях небольшая эрозия
считается допустимой и даже необходимой для
восстановления поверхности и поддержания активности катализатора.
К числу других веществ, изученных с точки зрения их
применения в качестве однокомпоненгных ракетных топлив,
относятся метилнитрат, нитрсметан, нитроглицерин й диэти-
ленгликольдинитрат. Из этих соединений метилнитрат и
нитроглицерин являются весьма быстро реагирующими и
мощными взрывчатыми веществами. Диэтиленгликольди-
нитрат и нитрометан оказались несколько менее реакционно-
способными и, за исключением, быть может, только
последнего, ни одно из этих соединений не пригодно для
непосредственного применения в качестве ракетного топлива *.
С точки зрения хранения или транспортировки, а также
использования в ракете, необходимо принимать меры не
столько к регулированию горения, сколько к снижению
чувствительности к детонации и склонности к взрыву. Это
обычно достигается путем добавки соотвехствующего
инертного разбавителя. В случае метилнитрата были
исследованы добавки различных количеств метилового спирта. В
Германии в качестве таких однокомпснентных топлив
применялись смеси, известные под названием миролей и состоявшие
из 75 частей метилнитрата и 25 частей метилового спирта.
Как показали опыты, такая смесь действительно остается
взрывчатым веществом.
В качестве разбавителя нитроглицерина и диэтиленгли-
кольдинитрата был испытан также мононитробензол в
количествах до 20%- Однако спокойное горение этого вещества
не всегда возможно, и необходимы специальные меры
предосторожности для предупреждения выброса пламени из камеры
сгорания в бак с горючим, что может привести к взрыву.
Возможно также применение в качестве флегматизаторов
сложных эфиров типа дибутилфталата.
В настоящее время существует мнение, что из
перечисленных выше веществ нитрометан является наиболее
приемлемым в качестве однокомпонентного ракетного топлива.
При добавлении нескольких процентов соответствующего
* О свойствах мононитрометана см. статьи Беллинджера в этом
сборнике. (Прим. ред.)
2—295

18
Уилер, Уиттекер и Пайк
соединения, действующего в качестве катализатора
воспламенения и способствующего обычно развитию спокойного
горения, можно в особых условиях добиться в камере сгорания
удовлетворительного разложения. Обычно для
инициирования воспламенения в течение небольшого отрезка времени
подают кислород, а затем приводят в действие электрическое
запальное приспособление, после чего нитрометан вместе с
катализатором горят уже самостоятельно.
Из двухкомпонентных ракетных топлив к принятым
соединениям можно отнести не менее шести систем, которые
уже нашли разнообразное применение. Они приведены в
табл. 1.
Весьма значительная область „экспериментальных*
двухкомпонентных систем, над которыми в данное время ведутся
исследовательские работы, представлена в табл. 2. Здесь,,
конечно, не представляется возможным указать сферу их
применения, как это сделано для систем, приведенных в табл. К
Таблица 1
ПРИНЯТЫЕ СИСТЕМЫ ДВУХКОМПОНЕНТНЫХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ
Окислитель
1. Жидкий кислород. . .
2. Перекись водорода . .
3. Перекись водорода
(разложение
посредством жидкого
катализатора)
4. Перекись водорода
(разложение
посредством жидкого
катализатора)
5. Концентрированная
азотная кислота+четы-
рехокись азота (с
олеумом)
6. Концентрированная
азотная кислота-f-cep-
ная кислота
Собственно горючее
Этиловый спирт (с водой)
Смесь гидразингидрата и
метилового спирта,
содержащая в качестве
инициирующего катализатора
купроцианид калия.
Бензин
Декалин
Анилин или диметилани-
лин
Виниловые эфиры+пиро-
катехин
Применение
Германские V-2
Германские
МЕ-163Ь
Германские
вспомогательные
системы для
взлета
Германские
торпеды
Вспомогательные
системы для
взлета (США)
Германские
управляемые снаряды

противовоздушной обороны
„Вассерфаль*.
применялись и в.
США

Твердые и жидкие ракетные топлива
19
Таблица 2
«ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ» СИСТЕМЫ ДВУХКОМПОНЕНТНЫХ
РЕАКТИВНЫХ ГОРЮЧИХ
1.
2.
3.
4.
5.
6.
7.
8.
9.
10.
Окислитель
Жидкий кислород
Перекись водорода (разложение
жидким катализатором)
Перекись водорода (разложение
жидким катализатором)
Перекись водорода
Перекись водорода
Концентрированная азотная кислота
Концентрированная азотная кислота и
хлорное железо
Концентрированная азотная кислота.
Серная кислота
Тетранитрометан
Четырехокись азота .
Собственно горючее
Керосин
а) метиловый спирт
6) этиловый спирт
Керосин
(Метиловый спирт
|Кротоновый альдегид
(Азотнокислое железо
Пирокатехин
Метиловый спирт
Железная соль диизобутил-
нафталин сульфокислоты, фур-
фурол
Смеси ароматических и
алифатических аминов(например,
анилин, метиланилин, ксили-
дин с триметиламином или
триэтаноламином), в
некоторых случаях с добавкой
углеводородов (бензола, ксилола.
смеси октанов и др.)
Фурфуриловый спирт
Керосин
Обычно те же вещества, что
для азотной кислоты.
Некоторые свойства жидких ракетных топлив* '
Перейдем теперь к рассмотрению общих физических
свойств, а также взрывчатых свойств ряда соединений,
отнесенных к группе жидких ракетных топлив. Так, например,
при расчете температуры горения и удельного импульса
существенное значение имеет теплотворная способность
ракетного топлива, под которой подразумевается теплота
разложения топлива в отсутствии окислительной атмосферы.
Теплотворная способность для ряда чистых веществ была
установлена следующим методом: определяют водяной
* В перевод не включено описание производства концентрированной HgO^
поскольку соответствующие данные приведены в других статьях сборников.
(Прим. ред.)
2*

20
Уилер, У штекер и Пайк
эквивалент калориметра сжиганием навески кордита,
термические свойства которого известны с большой точностью.
После этого сжигают соединения и смеси с теплотворной
способностью, приблизительно равной 1000 кал/г, и
определяют полное выделение тепла. В этих условиях содержание
углерода, метана и аммиака в продуктах горения очень мало,
и поэтому соответствующие поправки на выделявшееся тепло
сводились к минимуму. Вводились следующие поправки:
а) на образование аммиака,
б) на образование метана,
в) на теплоту растворения,
г) на присутствие воздуха в бомбе,
д) на теплоту сгорания воспламенителя, например
кордита.
В табл. 3 приведены значения теплотворной способности,
приведенные к нулевому давлению, причем в качестве
продуктов сгорания учтены только двуокись углерода, окись
углерода, азот, водород и вода. В каждом случае даны
также пределы точности, вычисленные по величине
расхождения результатов отдельных измерений. Все цифры
приведены для темп. 20°С. Данные для метилового и
этилового спиртов, взятые из теплот сгорания по Россини,
использованы при расчете ряда других данных и показывают
степень точности, которую возможно достичь при таких
измерениях.
Таблица $
Вещество
Метиловый спирт
Этиловый спирт
Нитрометан
1-Нитропропан. . •
Метилнитрат
Этилнитрат .
м-Пропилнитрат
Нитроглицерин
Гликольдинитрат
Диэтиленгликольдинитрат . .
Перекись водорода, 85% ..
Теплотворная
способность, кал! г
— 919
-1700
1121
305
1640
852
285
1783
1736
1051
748
Отклонение» ± кал\г
3
4
2
10
4
2
5
10
10
3
Вычисленная
величина
Некоторые общие свойства ряда потенциальных жидких
ракетных горючих приведены в табл. 4.
Легкую или трудную воспламенимость жидкого ракетного
горючего проще всего установить путем определения
температуры его самовоспламенения. Данные, приведенные

Вещество
Т. пл„ °С
Т. кип., вС
Плотность,
г/см*

Динамическая
вязкость, сан-
типуаэы
Давление
паров (мм)
при 20* С
Теплоем-
к >сть,
кал/моль
Таблица 4
Растворимость в роде
(г 100 г) при 20° С
Нитрометан . .
Нитроэтан . .
1-Нитропропан
Метилнитрат .
Этилнитрат . .
и-Пропилнитрат
Нитроглицерин
Гликольдинитрат . . . .
Диэтиленгликольдивитрат
Нитробензол
Перекись водорода ...
- 2Э
- 90
-108
- 20
-102
- 20
+ 12,8
+ 13,5
- 20
- 10,5
+ 5,7
- 0,9
101,2
114,0
131,6
66
88,7
110,5
245
161
1 9
210,9
151,4
1,139/20вС
1,052/20*С
1,003/20°С
1,205/20°С
1,06/15°С
I,59/20°C
l,485/20eC
l,380/20eC
1,199/25°С
1,442/20°С
0,654 | 27,8
!
0,671 ! 15,6
0,853
0,491
0,523
0,662
35,5
4,10
7,87
2,02
1,30
7,5
113*
55*
30
0,0025
0,048
0,0073
2,04*
1,5
8,24
9,2
10
8,3
9,0
7 71
15,84
16,23
18,86
12,25
11,61
10,8
4,7
1,4
4,1
1,3 E5°С)
0,88
0,13
0,39
0,19
Смешивается во
всех отношениях
• Эти величины вычислены из скрытых теплот парообразования.

22
Уилер, Уиттекер и Пайк
в табл. 5, были получены путем измерения времени,
необходимого для воспламенения одной капли жидкости в
алюминиевом сосуде при погружении в ванну из
расплавленного металла с определенной температурой.
Таблица 5
ТЕМПЕРАТУРЫ САМОВОСПЛАМЕНЕНИЯ, °С
Вещество
Нитрометан
Нитроэтан ........
1-Нитропропан
Мети .«нитрат
Этилнитрат
н.-Пропилнитрат
Нитроглицерин
Гликольдинитрат
Диэтиленгликольдинитрат
Перекись водорода . . .
При запаздывании в
5 сек.
400
400
400
269
254
247
216
238
217
151
10 ~*8 сек.
435
325
331
357
359
Было установлено, что между логарифмом времени
задержки (запаздывания воспламенения) и обратной величиной
абсолютной температуры существует линейная зависимость.
Путем экстраполяции можно получить время воспламенения
при любой температуре.
В табл. 5 приведены две величины—одна для задержки
в 5 сек., что поддается непосредственному наблюдению, и
одна для задержки в 10~3 сек., что отвечает запаздыванию,
допустимому в камере сгорания.
Фактическое воспламенение происходит в паровой фазе,
причем температура воспламенения оказывается при всех
условиях выше температуры кипения. Обращает на себя
внимание тот факт, что нитропарафины воспламеняются
значительно труднее, нежели сложные эфиры азотной кислоты.
Общие взрывчатые свойства той же группы соединений
приведены в табл. 6.
Значения „нечувствительности" даны по сравнению с
пикриновой кислотой; чем ниже это значение, тем выше
чувствительность.
Детальный расчет показывает, что двухкомпонектные
системы более эффективны *, чем однокомпонентные. Это
отчасти следует объяснить более широкой возможностью
выбора рецептуры, а отчасти тем фактом, что в одноком-
* Под „эффективностью" автор разумеет здесь количество тепла,
выделяющееся на единицу веса или объема ракетного топлива. (Прим. ред.)

Твердые и жидкие ракетные топлива
23
Таблица 6
Вещество

.Нечувствительность"
Езрывчатая сила
(в свинцовом блоке)
(Пикриновая
кислота—100)

Кислородный
баланс *
Нитрометан . .
Нитроэтан . .
1-Нитропропан
Метилнитрат
Этилнитрат .
Пропилнитрат
Нитроглицерин
Гликольдинитрат ....
Диэтиленгликольдинитрат
Нитробензол
Перекись водорода чистая
100
1001
100/
29
120
120
12
20
127
100
127
С детонатором
№ 8 детонация
отсутствует
174
128
Детонация
отсутствует
165
170
142
Детонация
отсутствует
55
57,2
30,8
21,1
85,8
46,2
31,6
105,8
100,0
58,3
13,8
200,0
* Данные величины показывают содержание кислорода в соединении в
процентах от общего количества кислорода, необходимого для полного
сгорания.
понентных ракетных горючих атомы кислорода и горючего
соединены в одной и той же молекуле, что связано с
потерей тепла за счет образования химической связи.
Наиболее существенные горючие компоненты
располагаются в следующем порядке убывающей эффективности на
единицу веса: аммиак, парафины и спирты, затем
ароматические соединения типа анилина. В расчете на объем первое
место сохраняет аммиак, но почти на том же уровне
оказываются и парафиновые углеводороды (керосин парафинового
основания) при применении вместе с перекисью водорода.
Анилин в этом случае занимает второе место при
применении вместе с азотной кислотой, вследствие ее высокого
удельного веса.
В расчете на единицу веса важнейшие окислители
располагаются в следующем порядке: жидкий кислород,
перекись водорода, азотная кислота и закись азота. В расчете на
объем вследствие низкого удельного веса жидкого
кислорода последний переходит на третье место, перекись водорода
занимает первое, а азотная кислота—второе.
При всех расчетах брали за основу смеси, разбавленные
избытком горючего и дающие одинаковые температуры. При
избытке кислорода эффективность будет значительно ниже..
Показатели горения жидких ракетных топлив
Продукты, получаемые при сгорании однокомпонентных
метательных веществ, в состав которых входят жидкие

Уилер, Уиттекер и Пайк
оганяческие нитропроизводные, аналогичны тем, которые
получаются при сгорании коллоидных топлив. Последние
стадии реакции, протекающей в газовой фазе, вероятно, также
одинаковы. В том случае, если главным компонентом
топлива является перекись водорода, то продукты реакции состоят
в основном из водяного пара с возможным избытком
кислорода и не содержат СО и Ht.
Горение однокомпонентных топлив происходит, как
правило, в объеме, а не параллельными слоями, как это
наблюдается в случае коллоидного топлива.
Возможно, что это происходит вследствие разрыва
поверхности турбулентным газовым потоком, или же в результате
реакции, протекающей под поверхностью, что обеспечивает
сравнительно высокую массовую скорость горения. Не
установлено, так ли происходит горение в случае небольших
капелек. Возможно, что реакция возникает в жидкой фазе
под влиянием тепла, сообщаемого уже образовавшимися
горячими газами.
Самовоспламеняющиеся двухкомпонентные топлива
начинают реагировать в жидкой фазе немедленно после смешения
обеих жидкостей. Поэтому скорость реакции здесь меньше
зависит от температуры газа и давления в камере сгорания,
чем в случае однокомпонентных систем. С другой стороныу
несамовоспламеняющиеся двухкомпонентные топлива должны,
повидимому, до реакции перейти в газообразное состояние.
Таким образом, их скорость реакции будет зависеть от
теплопередачи, как и в случае однокомпонентных систем.
В первом и третьем случаях для воспламенения в течение
заметного промежутка времени требуется отдельный источник
тепла, что можно обеспечить за счет вспомогательного
заряда твердого метательного вещества. В случае
самовоспламеняющихся двухкомпонентных топлив внешнего источника
тепла не требуется, и двигатель, таким образом, можно
включать или выключать по желанию путем соответствующего
регулирования подачи жидкостей.
Первым условием хорошего горения в случае любой
системы является правильная конструкция форсунки. При
однокомпонентных и несамовоспламеняющихся двухкомпонентных
системах это сводится к тому, чтобы капельки имели
минимальные размеры и движение их было направлено с таким
расчетом, чтобы наименее летучий компонент попадал в
наиболее горячую зону и сгорал бы в ней полностью. Капельки во
всяком случае не должны достигать стенок камеры сгорания.
Уменьшению диаметра данной капли примерно пропорционально
количество тепла, подведенное на единицу ее поверхности за
время прохождения через горячую зону камеры. В свою очередь

Твердые и жидкие ракетные топлива 25
теплоприход примерно пропорционален произведению из
давления в камере на время, в течение которого капля пере*
мещается по камере, что в свою очередь пропорционально
объему камеры, деленному на площадь сечения сопла.
Последнее отношение, обозначаемое через L* и имеющее
размерность длины, является полезным критерием при решении
вопроса о том, сможет ли данная система обеспечить
эффективное горение данного топлива. Еще лучшим критерием, надо
полагать, сможет послужить величина L*, деленная на сред-
ний начальный размер капли, вычисленный из ее массы, т. е.
аы\ы\
Для температур ниже 3400° К скорость теплоприхода
капель оказывается примерно линейной функцией
температуры газа в горячей зоне. Ее можно также увеличить за
счет увеличения относительной скорости капли и газа, но
при этом получится обратный эффект в результате сокращения
времени пребывания в горячей зоне, если только оно не будет
увеличено искусственным путем, за счет турбулентности.
Дополнительное требование к несамовоспламеняющимся
двухкомпонентным топливам заключается в. необходимости
правильного распределения распыляемых жидкостей, в целях
предупреждения возможности затухания горения за счет
местного переохлаждения, вызванного избытком одного из
компонентов.
В случае самовоспламеняющихся двухкомпонентных топливу
во избежание местного охлаждения, обе жидкости
необходимо подвергнуть равномерному смешению еще до начала их
распыливания и конструкция форсунки должна быть
поэтому совершенно иной. Обычно практикуется подача обеих
жидкостей в камеру в виде тонких пленочных струй,
ударяющихся друг о друга.
4. СВОЙСТВА ГАЗООБРАЗНЫХ ПРОДУКТОВ
Общие свойства продуктов
В случае коллоидных и однокомпонентных топлив,
образующихся из жидких органических нитропроизводных, как
нитрометан или этилнитрат, продукты горения состоят
почти полностью из пяти газов, а именно: азота, углекислого
газа, окиси углерода, паров воды и водорода. Содержание
горючих газов (СО+Н2) при этом в ряде случаев составляет
около 70%. В случае двухкомпонентных топлив содержание
горючих газов часто значительно ниже, а при использовании
в качестве главного компонента перекиси водорода может
наблюдаться даже избыток кислорода. Можно было бы
подобрать и другие двухкомпонентные топлива с таким.

26 Уилер, Уиттекер и Пайк
расчетом, чтобы при сгорании они образовали газы,
содержащие избыток кислорода. По экономическим причинам это,
однако,, никогда не применяется на практике, кроме тех
случаев, когда удается использовать во время горения кислород
воздуха.
В состав коллоидных топлив часто входят небольшие
количества неорганических веществ, а в составе
пластических топлив эти неорганические соединения содержатся
даже в больших количествах. При высокой температуре они
образуют окислы металлов, галоидоЕОДороды и т. д. Сера
образует сероводород и небольшое количество двуокиси серы.
При температуре ниже 1000° С и недостаточном
содержании кислорода может произойти сбразование значительных
количеств метана и аммиака. В отдельных случаях может
выделиться даже твердый углерод. При температуре выше
2500°С образуется- заметное количество продуктов
диссоциации, как-то: Н, ОН и NO, а при еще более высоких
температурах появляются такие продукты, как О2, О, N и С
(в порядке их перечисления).
Расчет состава и температуры газообразных продуктов
За тот очень короткий промежуток времени, в течение
которого происходит сгорание элемента топлива, имеет место
лишь незначительное изменение давления газов. Такой
элемент горит поэтому при постоянном давлении и освобождает
для себя место, вытесняя ранее образовавшиеся газы.
Способ расчета температуры такого элемента заключается
в следующем. Задаются ориентировочным значением
температуры, а затем рассчитывают состав газов, находящихся
в термодинамическом равновесии при этой температуре.
Далее предполагают, что горючее полностью превращается
в конечные продукты при постоянных значениях давления и
температуры, а тепло, выделившееся в результате
химических реакций, сохраняется в камере. Принимают затем, что
это тепло полностью расходуется для нагрева
газообразных продуктов реакции при постоянном давлении до
конечной температуры Тс, что символически можно представить
следующим образом:
Тс
= Го, Р = const.)=[cpdT, A)
где- ср—теплоемкость газообразных продуктов при
постоянном давлении.

Твердые и жидкие ракетные топлива 27
Первая стадия расчета должна всегда заключаться в
определении числа грамматомов каждого из элементов,
входящих в состав первоначальной горючей смеси. Эти числа,
конечно, всегда являются аддитивной функцией
относительных весов компонентов.
Таким образом, прежде всего необходимо составить
таблицу, из которой можно было бы получить число
грамматомов каждого элемента на единицу веса каждого
рассматриваемого компонента, а также его теплоту образования из
элементов при постоянном давлении. Элементарный состав и
теплоту образования любой смеси можно затем весьма просто
рассчитать при помощи такой таблицы, учитывая лишь в
отдельных случаях небольшую поправку на теплоту
смешения. Для коллоидных топлив последняя всегда принимается
равной нулю.
Все практические методы расчета состава газа построены
по принципу последовательного приближения. Можно
представить себе четыре случая, каждый из которых требует
различного подхода. К трем первым случаям относятся случаи:
а) с недостатком кислорода, б) с избытком кислорода и
в) стехиометрической смеси,.считая на кислород. Эти способы
предназначаются для расчетов при температуре ниже (или
примерно равной) 2700° С, причем предполагается, что
количество продуктов диссоциации сравнительно невелико.
Четвертый случай (г)—сильная диссоциация—свободен от
такой предпосылки, но общее давление предопределить нельзя.
Случай (а)—недостаток кислорода. При расчете исходят из
1 г топлива, содержащего (С), (Н), (N) и (О) грамматомов
соответствующих элементов. Теплоту образования твердого
метательного вещества принимают равной h. Ставится
задача: рассчитать состав продуктов реакции, образующихся при
температуре Тс и общем давлении Рс. При наличии каких-либо
„неорганических" элементов определяют сначала их
продукты сгорания и вычитают необходимое количество
грамматомов из исходного числа грамматомов различных элементов.
Далее предполагают, что прочие продукты реакции
состоят только из N2, СО, СО2, Н2О и Н2. Выражая количество
образовавшихся продуктов сгорания в грамм-молях, получают:
B)
(СО) = (С)-(СО2),
(Н2О)=(О)-(С)-(СО2),

28 Уилер, Уиттекер и Пайк
Эти уравнения выражают равенство числа грамматомов
каждого типа до реакции и после нее. Из уравнения
равновесия водяного газа следует:
(СО) X (Н2О) = ЛГ0(СО2) X (Н2). C)
Это равновесие не зависит от давления. Исключив (СО), (Н2О)
и (Н2) при помощи предыдущих уравнений, получаем
квадратное уравнение для (СО2), решение которого дает:
(СО,) = - ft ± \Г&~+{С)[{О)-{С)I{К9-1)> D)
где
Ъ = [(О) + Ко{~ (Н) - (О) + (СЩЭД, - 1). E)
Только один из двух корней для (СО2) дает положительные
числа грамм-молей всех продуктов. Если мы знаем число
грамм-молей каждого из основных газов, то по закону
пропорциональности можно найти их парциальные давления.
Следующая ступень заключается в вычислении
парциальных давлений продуктов диссоциации. Уравнения равновесия
предпочтительно подбирать так, чтобы они выражали
количество каждого продукта диссоциации в зависимости только
от основных продуктов. Так, например, следут применить
уравнение
вместо уравнения
поскольку р (О2) не может быть определено с большой
точностью. Парциальные давления продуктов диссоциации
можно теперь пересчитать в моли, используя тот же множитель,
что и для основных газов. Продукты диссоциации
образуются за счет уменьшения количеств основных газов, и
поэтому следует вычесть соответствующие количества
элементов из (N), (С), (Н) и (О), известных для основных газов, и
затем повторить расчет их количества. Очень часто эти
количества можно установить без решения нового квадратного
уравнения. Для этого рекомендуется принимать количество
компонента, содержащегося в наименьшей концентрации
(обычно водорода) таким же, как раньше, и если количества
основных компонентов при этом изменяются в значительной
степени, то может оказаться необходимым повторный расчет
продуктов диссоциации, который, однако, требуется в редких
случаях.
Вычислив состав газов при заданном общем давлении и
предполагаемой температуре, можно перейти к расчету
теплоты реакции при комнатной температуре. Она равняется

Твердые и жидкие ракетные топлива 29
сумме теплот образования газообразных продуктов минус
теплота образования исходного топлива. Количество тепла,
потребное для нагрева газообразных продуктов реакции от
комнатной температуры до температуры Тс, можно вычислить
с помощью таблиц средней теплсемкости газообразных
продуктов реакции в данном температурном интервале.
Если оно оказывается меньше располагаемого количества
тепла, т. е. теплоты реакции, то истинное значение Тс будет
несколько выше. Значение Тс будет выше действительного,
если прибавить к ней величину, полученную от деления
избыточного количества тепла на удельную теплоемкость
при температуре около Тс. Если отклонение от начального
значения Тс достигает 100° или больше, то может оказаться
необходимым произвести повторный расчет для получения
второго значения ТС9 а затем уже определить истинную
температуру путем интерполирования.
Случай (б) — избыток кислорода. Этот случай несколько
проще, чем случай (а), так как здесь не приходится решать
квадратнэго уравнения. Основными продуктами являются
следующие:
4
(СО,)-!
(Н2О) = -^(
(О2)=у(О)-1С)-|(Н). F)
Второстепенными продуктами являются СО, Н2, ОН, N0,
Н, О, N и С, концентрации которых обычно убывают в
указанном порядке. Уравнения равновесия должны представлять
парциальные давления этих восьми продуктов диссоциации в
зависимости от количества четырех основных газов.
Вычисление далее производится по методу, предложенному для
случая (а).
Случай (в) — кислород в стехиометрическом отношении.
В этом случае имеется только три основных продукта, и
расчет второстепенных продуктов более затруднителен.
Лучшим способом является вычисление сначала количества
второстепенного продукта, с наибольшей концентрацией, а
именно СО. В результате получают:
(8)

30 Уилер, Уиттекер и Пайк
при условии, что СО и Н2 являются единственными
второстепенными продуктами. Кроме того,
Щ} (9)
Поскольку
то из уравнений G), (8) и (9) можно вывести, что
(CQ)Z_ 4/С0/С2(С)з{(С)+1 (H)+i
^ ' {2К(С) + (Н)}Р
где Рс—общее давление. Отсюда получается первое
приближенное решение для (СО), благодаря чему, используя точное
уравнение G), можно вычислить (Н2О), а затем, пользуясь
уравнением (8),—и величину (О2). Более точное значение для
(СО) можно тогда подсчитать из уравнения (9), а затем
повторить весь цикл.
Случай (г) — сильная диссоциация. В этом случае метод
разделения на основные и второстепенные компоненты и
расчет путем последовательного приближения могут
оказаться весьма трудоемкими. В связи с этим Лютц предложил
совершенно иной метод, основанный на том, что, за
исключением окиси азота, парциальные давления всех компонентов
можно выразить в виде функции двух параметров. Один из
этих параметров, а именно, отношение
х _ (СО2)
{(<-О)-f(CO2)}
можно определить из начальных соотношений между
элементами посредством универсальной диаграммы. Другой
параметр—парциальное давление паров воды. Следует задаться
определенным значением этого параметра, а затем провести
весь расчет до конца, в результате чего величина общего
давления получится как сумма парциальных давлений. Если
это общее давление отличается от фактического, вычисление
повторяют для другого исходного значения р(Н2О). Таким
образом, этот способ представляет собой метод постепенного
приближения. После расчета состава газа, для данных
температуры и давления остальная часть вычислений производится
обычным путем.
Схематически метод Лютца можно представить
следующим образом. Имеем
_ х р(СО3)
а~— f=J — T(CCTf » A2)

Твердые и жидкие ракетные топлива 31
Рс=р{СОг)-\-р(СО),
р„ = 2р(НгО) + 2/>(Н2) +р(ОН)+р(Н) =
A3)
ро =2р(СО2)+р(СО)+/4Н2О)+/ЧОН)+
= A +*)Рс
+/KNO),
Ро =A +*)/>с + Л +/*N0). A4)
Если разделить это последнее уравнение почленно на рп, то
получится:
Рс"~Ро хРс = Ра 1 P(NO) A5)
Так как ро, Рс и т. д. пропорциональны (О), (С) и т. д.,
то левая часть является известной линейной функцией х
для любого данного состава. Если исключить малый
поправочный член р (N0), то правая сторона окажется функцией хг
(или а) только при данном значении j/и в условиях данной
температуры, поскольку параметры являются функциями
только Г. Таким образом, для любой температуры можно
построить график, на котором pjpn наносят в виде функции
от х для ряда значений у. При изменении у кривые мало
изменяются.
Для любой данной смеси на диаграмме может быть
построена прямая линия, соответствующая левой части
уравнения A5). Точка пересечения ее с кривой ра/р& и дает
правильные значения х и pjpn при данном у. Зная величины
х и у, можно вычислить парциальные давления всех
соединений водорода, т. е. рн путем суммирования. Далее,
можно вычислить рс и рн из известных отношений, а
следовательно—и парциальные давления остальных компонентов.
Вычисление можно несколько сократить построением ряда
кривых pnly на том же графике. Эти кривые также являются
функциями только х и у.
Можно внести приближенную поправку на образование
окиси азота, вычисляя р (NO)//?h и вычитая полученную
величину из левой части уравнения, в результате чего

32
Уилер, Уиттекер и Пайк
I
кривая несколько опустится. Второго приближения обычно
уже не требуется.
Этот способ требует построения графика для каждой
величины Г, например для каждых 200°, в требующемся
интервале, причем такие графики строятся для постоянного
пользования.
На рис. 2 показан
упрощенный график для Г —
3017°К. Из рисунка видно,
1 что при довольно значитель-
I ных изменениях у между
$|а* кривыми нет больших
расхождений. Вследствие этого
можно не задаваться
начальным парциальным
давлением Н2О с большой
степенью точности. На практике,
конечно, приходится
строить кривые для большего
расчета состава числа значений у. При
температурах ниже 2517°К
кривые для всех практических
значений j/ и х совпадают, и тогда способ сводится к
графическому методу решения квадратного уравнения D) для (СО).
Таблицы теплот образования и констант равновесия для
наиболее важных газов опубликованы Россини [1].
V
>
/
/ j
7
У**
0,8
0.4
0.2
Рис. 2.
0.2 0.4 0.6 0.8
X —»-
Диаграмма для
газов по методу "Лютца.
Расчет тяги
Полная тяга, развиваемая реактивным двигателем,
является результирующей из давленья газов, действующих на всю
поверхность двигателя. Если Ре9 т. е. давление на выходе
из сопл^, равняется Ра— атмосферному давлению, то
никакой результирующей тяги, действующей на двигатель не
создается. В противном же случае возникает
результирующая тяга, равная (Ре— Ра), умноженному на площадь
выходного сечения сопла. В основном тяга определяется, конечно,
величиной импульса, т. е. произведением скорости газа на
выходе на секундный массовый расход.
Вычисление зависимости между давлением и температурой
при адиабатическом расширении в сопле в том случае, когда
в камере имеются значительные количества
диссоциированных газов, оказывается более затруднительным, поскольку
последние могут рекомбинироваться при падении температуры.
По поводу степени этой рекомбинации нет определенного

Твердые и жидкие ракетные топлива 33
мнения. Однако при тех весьма высоких температурах,
которые обусловливают диссоциацию, химические реакции
протекают чрезвычайно быстро. Поэтому можно принять,
что химическое равновесие сохраняется по меньшей мере
вплоть до горловины сопла.
При вычислении зависимости между давлением и
температурой удобно исходить из условия постоянства энтропии.
Сначала следует определить состав газа в камере при
температуре Тс и при общем давлении Рс. Если обозначить
через nt число молей r'-го компонента, то полную энтропию
можно выразить через
5=2"А'~~ ^2^'ln p==z A6)
i i
=S' - Rn In P — Rny\^\n^9 A7)
где 5/— энтропия одного моля /-го компонента, вычисленная
при парциальном давлении, равном одной атмосфере, a S'
сокращенно обозначает первую сумму. Значения St для
большинства газов, представляющих технический интерес,
имеются в таблицах. Обычно значение конечного давления
Ре задается заранее. Вследствие этого необходимо определить
состав газа и энтропию при этом давлении по крайней мере
при двух температурах. Точную температуру затем можно
получить интерполированием. Для упрощения на протяжении
всей статьи применяются натуральные логарифмы.
Если в химическом составе газов изменений не
происходит, то последний член в уравнении A7) остается
постоянным, а поскольку представляют интерес лишь разности
энтропии, то не возникает необходимости в его вычислении.
При адиабатическом расширении мы получим тогда 8S = 0,
т. е.
пср = ^пЦср),. A9)
Если общий массовый расход газа обозначить через т,
то увеличение кинетической энергии газов можно вычислить
по уравнению
±mb{v*) = -ncpbT B0)
или
im8(«*) = #7W(inP). B1)
3-295

34 Уилер, Уиттекер и Пайк
Если же при расширении происходят химические реакции, то
при постоянной полной энтропии мы получим:
\тЪ(<и*)=-пЪН, B2)
где обобщенная величина — ЬН включает не только срЬТ,
освобожденную чисто тепловую энергию, но и тепло, выделяемое
за счет химических реакций, протекающих при небольшом
падении температуры.
Уравнение B0) справедливо во всех случаях; отметим,
что оно содержит ср. Поэтому при незначительном падении
давления приращение кинетической энергии газов не зависит
от того, связано или нет изменение тепла с его
освобождением за счет химических реакций если только начальные
условия остаются одинаковыми. Поскольку химическая
реакция, если только она имеет место, протекает в основном
в пределах первых 200° падения температуры, влияние е.е на
тягу будет совсем ничтожным. Поэтому если за счет
диссоциации температура камеры понижается не более, чем на 100°С
(примерно), то для большинства технических целей тягу
можно с достаточной точностью вычислить путем
упрощенного расчета, пренебрегая химическими реакциями в сопле.
После подсчета по одному из методов, приведенных в
предыдущем разделе, температуры и состава газов при
данном давлении Рс в камере сгорания чрезвычайно легко будет
сделать упрощенный расчет и для адиабатического
расширения. При адиабатическом расширении полная энтропия ?
остается постоянной. Поскольку, однако, принято допущение,
что состав газа остается постоянным, то третий член правой
части уравнения A7), представляющий по существу энтропию
смешения газов, остается постоянным и вычисления не
требует. При этих условиях и при адиабатическом расширении
разность 5' — RnlnP остается постоянной. Величина 5' зависит
только от температуры, и для данной газовой смеси ее можно
легко вычислить по таблицам. Сначала вычисляют 5'при
температуре Тс в камере сгорания, а затем при несколько более
низкой температуре Г2. Поскольку 5 остается постоянной, получим
S\TC) - S\T,) = Rn{\nPc - ШР2), B3)
из которого можно вычислить давление Р2 газа,
соответствующее температуре Т2. Выбрав два или несколько
значений Г2, а затем интерполируя, можно вычислить величину Те9
соответствующую давлению Ре на выходе из сопла.
Кинетическая энергия газов, выходящих из сопла, будет
равна уменьшению их энтальпии //, которая является
функцией одной только температуры для данной газовой смеси.

Твердые и жидкие ракетные топлива 35
Так же, как и для энтропийного члена S', имеем:
4 B4)
где величины //, даны в таблицах. Величина Н(ТС) была
вычислена уже при подсчете Те. Затем вычисляют Н(Те) и
получают
± B5)
Если величина m не равна единице массы, то для ее
подсчета следует использовать уравнение
"* = 2М*/> B6)
где Мг — молекулярный вес /-го компонента, а ^ —
относительная скорость истечения газов, не зависящая от
абсолютной скорости самого двигателя (по отношению к окружающей
среде). Она не зависит также от практически достижимого
ускорения двигателя, поскольку для протекания любого
элемента газа через сопло требуется очень мало времени.
Если на систему не оказывает влияния какая-либо
внешняя сила, то общая кинетическая энергия двигателя и
выхлопных газов остается постоянной. Поэтому если на
протяжении отрезка времени t двигатель перемещается со
скоростью v, а за короткий промежуток времени Ы из сопла
вытекает масса газа Ът, то справедливо уравнение
mv=(m — bm)(v-{-bv) — bm{ve — v)y B7)
где lv — приращение скорости двигателя. Второй член
правой части уравнения равен количеству движения газов,
выделяемых за время Ы, и является величиной отрицательной,
так как эти газы движутся в обратном направлении.
Сокращая члены в уравнении B9), получим
mlv=veZm. B8)
Принимая, что ve постоянна, после интегрирования получаем
1Ге = Ыт > B9)
где т0 — первоначальный вес двигателя и запаса топлива в
начале полета. Поэтому единственный предел скорости
ракеты устанавливается соотношением между начальным весом
топлива и общим весом. Если это соотношение обозначить
через а, то максимально допустимая теоретическая скорость
выразится уравнением
V=*{lnl/A—а)}. C0)
Если а превышает 0,63, то V превышает <ие.
3*

Уилер, Уиттекер и Пайк
Возрастающее количество движения двигателя
объясняется" существованием действующей на него тяги, равной
скорости увеличения этого количества движения. За отрезок
времени U приращение это составляет
(ш — bm)(v + bv) — mo = mlv — vim,
поскольку Ьщ равно уменьшению массы. С помощью
уравнения B8) это выражение можно представить в виде (уш — v)btn.
Отсюда изменение количества движения равно
(v€ — v)lm. C1)
В это выражение входит член—vvn, равный количеству
движения массы от перед выходом ее из сопла. Поэтому F,
мгновенная тяга, развиваемая ракетой в начале отрезка
времени U, будет равна
с „% dm
ro = Vo-at ' C2)
При делении этой силы, называемой тягой, на секундный
расход топлива, необходимого для ее создания, получают,
так называемую удельную тягу
1
Щ
= ve в абсолютных единицах (например, дины)
или z=^vjg в практических единицах (грамм-вес и т.п.).
Термический к. п. д. самого двигателя, т. е. часть общей
энтальпии, превращенной в кинетическую энергию газа,
теоретически равен
1 И(ТС)
и составляет обычно около 40%. Потери уменьшают эту
цифру почти на 5%.
Механический к.п.д. определяется как к.п.д.
преобразования этой кинетической энергии газа в кинетическую
энергию двигателя. Мощность в любой момент равна
m
it > C4)
так что механический к.п.д. равен этому выражению,
деленному на
1 2 dm v ( о v\
— ve-, т.е. равен -[2--) C5)
и достигает 100% при v = ve. Поскольку ve составляет 1500—
3000м/сек., то механический к.п.д. большинства ракетных
аппаратов очень низок.

Твердые и жидкие ракетные топлива 37
В теоретических расчетах обычно предпочитают для
удобства пользоваться когфкциентсм т, т. е отношением удельных
теплоемкостей вместо знтальпьи И. Ееличину f следует
вычислять по средней теплоемкости в диапазоне, включающем
Тс и все практические значения Те. Если учитывают реакцию
рекомбинации, то-f следует вычислить из обобщенней
энтальпии. При значительной диссоциации 7 может принять величину
меньшую 1,1. Если обозначить через М средний молекулярный
вес газов, то М будет равно —, и тогда выражение для ve
примет следующий вид:
1 2 ffi v _
Т """« =« "FT Я'Г< ~ Г<) • C6)
т. е.
где /? выражается в абсолютных механических единицах на
моль. Если же /? Еыражено в гргктичееккх механических
D
единицах на единицу массы, ю-^ в этом уравнении следует
заменить на gR. ¦
Если *>,—скорость газов в горловине сопла, то она должна
быть равна скорости звука. Это дает
Поэтому
Tt 2
T=TfT ' C8)
Для вычисления плоткссти гага р как в горловине, так
и на выходе из сспла, зкежко пользоваться уравнениями
адиабаты. Поскольку массоьый секундный расход в любом
сечении сопла должен быть постоянным, имеем
где At и Ае представляют собой площади поперечного сечения
сспла в горловике и на выходе. Исключив -пир, получим:
C9)

38 Уилер, Уиттекер и Пайк
5. ПРОБЛЕМЫ КОНСТРУИРОВАНИЯ И ВОПРОСЫ
ПРИМЕНЕНИЯ
Общие соображения
Техника реактивных двигателей распространяется на три
области:
а) на снаряды,
б) на собственно двигатели и
в) на генераторы давления.
Важнейшим общим свойством снарядных двигателей и
тяговых агрегатов является их способность развивать тягу
в течение ограниченного отрезка времени при минимальном
весе и несложной конструкции. В зависимости от величины
требуемой тяги, от ее целевого назначения и от
продолжительности действия двигателя, простоте и весу конструкции
уделяют внимание постольку, поскольку могут быть
обеспечены надежность агрегата и простота его изготовления.
Требования, предъявляемые к генераторам давления, весьма
различны и в значительной мере зависят от химического
состава газов. В связи с различными условиями применения
к. п. д. агрегатов определяют различными способами, причем
критерий, подходящий для одних, может оказаться не совсем
пригодным для других.
Характеристика ракетного топлива. При идеальных
условиях, когда пренебрегают тепловыми потерями и потерями
на трение, для идеальных газов и при адиабатическом
расширении скорость реактивной струи ракетного двигателя
можно выразить (ср. уравнение 37) следующим образом
где индексы е и с относятся соответственно к условиям на
выхлопе и в камере, a R—газовая постоянная для
газообразных продуктов сгорания.
Характеристику топлива дает значение удельной тяги
на 1 кг расхода топлива в секунду, т. е.
Для любого типа ракетного топлива удельная тяга /
достигает максимальной величины при Ре равном нулю. В этом
случае вся теплота сгорания превращается в кинетическую
энергию реактивной струи. Это понятие будет абстрактным
до тех пор, пока ракетные двигатели будут применяться в

Твердые и жидкие ракетные топлива
39
пределах земной атмосферы. Если же принять, что
термический коэфициент полезного действия равен 100% при Ре = 0>
то для к. п. д. будет справедливо следующее общее
выражение:
250
225
Изменения I в зависимости от степени расширения ~
показаны на рис. 1 для различных значений f. Из этого
рисунка видно, что рост к. п. д. замедляется, когда значение
~ превышает 25 или 30, и
что при данной степени
расширения возможный к. п. д.
возрастает по мере того,
как возрастает f. Иной
результат получается при
построении кривых, дающих
зависимость удельной тягл
от д?С для ряда значений i
(рис. 3). Здесь оказывается,
для данного значения
удельная тяга увеличи-
что
i
200
175
150
Y = f,2
1У= 1.3 -
84 112 140 168
—»~ -? (температура в градусах Кельвина)
Рис. 3. Изменение удельной тяги в
зависимости от величины TcjM.
вается с уменьшением -у.
В обоих случаях
влияние изменения f носит,
однако, второстепенный характер. Существенным выводом,
вытекающим из предыдущих рассуждений, является то, что
удельная тяга является линейной функцией!/ Is и логарифмической
р М
функцией ^. Значения обеих этих величин приходится
ограничивать по практическим соображениям. Большей выгоды
можно ожидать от таких усовершенствований конструкции,
которые дают возможность использовать более высокие
температуры сгорания, чем от повышения давления в камере;
уменьшение же молекулярного веса продуктов сгорания,
если оно только окажется возможным, заменяет и то и другое.
В двигателях, в которых применяют обычные топлива,
значение М лежит в пределах от 18 до 25, а значение f—между
1,2 и 1,3. С достаточным приближением значение удельной
тяги в обычных условиях может быть получено из формулы
/=6,7Г* AT1* кг тяги//сг топлива/сек.,
где Т выражена в градусах Кельвина.

40
Уилер, Уиттекер и Пайк
Рс
В этом приближении пренебрегают изменениями величин
г-сй f, что вполне допустимо, за исключением сильно
диссоциированных смесей и газов Н2 и О2.
Таблица 7
Состав по весу
1 часть октана
+ 1,4 части О2 .
1 часть С2Н5ОН
+ 1.15 части О2 .
1 часть Н2
+3,2 части О2 .
Темп,
сгорания, °К
2150
2780
2560
Среднее
значение ?
1,3
1,21
1,23
Средний
молекулярный вес
16
20
8,4
Вычисленное
значение уд.
тяги в кг сек!кг
220
235
345
Приближенное
значение уд.
тяги в кг сек\кг
220
230
295
Соотношение сечений в сопле. Выше было сделано
допущение, что выхлопные газы выходят из сопла при
давлении, равном
атмосферному. Последнее
могло быть
осуществимо при
определенном
соотношении между
площадью выходного
сечения сопла Ае и
площадью сечения
горловины А(9
которое, в свою очередь,
зависит от степени
расширения и от
значения т для
продуктов
сгорания:
|
с
5
4
3
2
/О
У-12
T-U
¦ о ю
20 30 й0
степень расширения
50
Рис. 4. Связь отношения сечений Ае: At (ко-
эфициента расширения сопла) со степенью
расширения.
Л?
(см. уравнение 39).
Кривые зависимости отношений между площадями сечений
для различных величин -hi представлены на рис. 4.
Вес топлива. Отношение веса топлива к общему весу
ракетного двигателя обычно принято обозначать через а.
Это является вторым важным критерием для определения

Твердые и жидкие ракетные топлива 41
степени совершенства ракетных двигателей. Большое
значение его становится очевидным из того факта, что топливо
является единственным веществом, совершающим полезную
работу; камера сгорания и сопло, топливные баки и система
подачи топлива являются вспомогательными агрегатами,
необходимыми лишь для подвода и сжигания топлива в
подходящих условиях. При конструировании аппарата следует поэтому
стремиться к уменьшению веса этих агрегатов, вследствие
чего запас прочности, принятый в конструкции ракетных
двигателей, обычно мал и редко бывает больше 1,5.
Отсюда ясно, что требование высоких показателей, в
частности необходимость высоких давлений и температур в
камере, противоречит требованию повышения отношения веса
топлива к весу двигателя, поскольку для работы при высоких
температурах и давлениях необходимо предусмотреть тяжелые
и прочные детали. Очевидно, что при таком положении
приходится итти на компромиссное решение поставленной перед
конструктором конкретной задачи.
Конструктивные факторы, влияющие на удельную тягу и на
отношение веса топлива к весу двигателя
Суммируя изложенное выше, основными факторами,
влияющими на удельную тягу, следует считать:
а) температуру сгорания,
б) молекулярный вес продуктов сгорания и
в) коэфициент расширения.
Дополнительным фактором, оказывающим всегда в той
или иной степени влияние на удельную тягу, является потеря
несгоревшего топлива.
Основные факторы, влияющие на отношение веса топлива
к весу двигателя:
1) плотность топлива,
2) система подачи топлива,
3^ ускорение, которому подвергается система,
4) тяга и продолжительность работы двигателя,
5) величина избыточного давления, применяемого для
впрыска топлива.
Существование зависимости между этими факторами
очевидно уже из самого их перечня. Истинное значение
некоторых из них может быть пока еще не совсем ясно, но в
дальнейшем, при рассмотрении специфических
конструктивных особенностей, будут даны дополнительные пояснения.
Камеры сгорания
Объем и длина камеры сгорания должны быть таковы,
чтобы сгорание метательного вещества могло полностью

42 Уилер, Уиттекер и Пайк
закончиться еще до поступления продуктов сгорания в сопло
двигателя. Выше уже было отмечено, что при использовании
двухкомпонентных топлив, перед собственно сгоранием их,
значительный отрезок времени может потребоваться на рас-
пыливание, подогрев, испарение и смесеобразование. Для
осуществления этих процессов требуется значительный объем
и длина, а поэтому размеры, действительно необходимые для
достижения равновесия, обычно превышают размеры,
вытекающие из продолжительности горения, определяемой
столкновениями молекул.
Иногда при конструировании камер сгорания применяют
в качестве критерия (см. стр. 25) отношение объема камеры
к площади сечения горловины сопла. Это отношение имеет
размерность длины и его принято обозначать через L. Оно
является мерой объема камеры сгорания, приходящегося на
единицу веса топлива. Это, конечно, ни в коей мере не
определяет отношения длины камеры к ее диаметру, который
иногда обозначается как относительное удлинение.
В ряде конструкций камер сгорания, изготовленных в США,
для сжигания азотной кислоты и анилина при давлении
21 кг/см2 величины/, меняются в пределах от 1015 до 1900 мм.
Для германского ракетного двигателя V-2, работающего на
жидком кислороде и спирте при давлении 14 кг/см2,
величина L составляет 3050 мм; для германского двигателя с
тягой в 1000 кг, применявшегося для управляемых
самолетов-снарядов, величина L составляет 825 мм; для агрегата,
разработанного И. Люббоком, камера сгорания которого была
облицована графитом и который работал на жидком
кислороде и бензине, величина L составляет 541 мм; наконец, для
совсем еще недавно разработанного типа двигателя с
жидкостным охлаждением величина L составляет 287 мм. Эти и
другие соответствующие величины для существующих камер
свидетельствуют о широком диапазоне изменения величины Z,,
принятой в различных конструкциях; в любом случае следует
помнить, что если длина камеры не соответствует
применяемому типу форсунки, то часть топлива пролетит через сопло
несгоревшей. Кроме того, надо иметь в виду, что диаметр
камеры должен допускать размещение распылителей или
сместительных форсунок, а это приводит к дополнительному
увеличению L. Все это указывает на то, что пока еще не
установлены твердые правила для выбора размеров камер
сгорания.
Изготовление камеры, противостоящей давлению сгорания
при температуре, достигаемой в некоторых случаях стенками,
является для конструктора наиболее трудной проблемой. При
обычно применяемых топливных смесях температура сгорания

Твердые и жидкие ракетные топлива 43
будет находиться около 2500°С, а количество выделяемого
тепла составит приблизительно 1100 ккал/кг. В случае
двигателя, развивающего тягу в 900 кг, интенсивность
тепловыделения составляет 300 ккал/мин. при объеме сгорания
около 0,027 ж3, как, например, в случае камеры конструкции
Люббока, где используется смесь жидкого кислорода и
бензина. В качестве положительного обстоятельства следует
отметить, что в стенки камеры отводится лишь небольшая
часть выделяемого тепла. Установлено, что средняя плотность
теплового потока у стенок металлических камер сгорания
составляет около 0,040 кал!см*/сек.\ в области горловины
плотность теплового потока, повидимому, в 4—5 раз больше,
чем средняя величина, взятая для двигателя в делом.
Скорость газа в горловине равна скорости звука, и
важным фактором, влияющим на теплопередачу в этом месте,
является конвекция. Однако в камере, где скорость эта ниже
и составляет примерно 60 м/сек., возрастает доля теплоотвода,
приходящаяся на излучение газов; в предельных случаях она
достигает одной трети полного теплоотвода.
Отсюда ясно, что камера и сопло, лишенные охлаждения,
смогут служить лишь в течение ограниченного времени. Часто в
горловине наблюдается эрозия, хотя камера остается
неповрежденной. Такое явление объясняется интенсивной
теплопередачей в этом месте. Несмотря на это, лишенные
охлаждения камеры и сопла могут служить в течение практически
достаточного времени, которое будет зависеть от их размеров
и конструкции, а также от температуры и природы продуктов
сгорания. Срок службы можно продлить за счет
относительного утяжеления конструкции и за счет применения
материалов, обладающих высокой удельной теплопроводностью, как,
например, медь или серебро; более быстрое распределение
тепла по стенкам камеры допускает более продолжительные-
тепловые воздействия, предел которых определяется
достижением температуры плавления. Таким образом, пороховой
двигатель (работающий на кордите и развивающий тягу в
23 кг при температуре газов сгорания 2800° К) при
цельностальной конструкции корпуса и графитовой горловине легко
выдерживает рабочий период, равный 60 сек. В агрегате
Люббока, где применена графитовая футеровка и сжигается
смесь жидкого кислорода с бензином, при тяге 900 кг и почти
той же температуре газов, возможна непрерывная работа в
течение 30 сек., но при значительной эрозии горловины.
Некоторые разработанные в США и лишенные охлаждения
агрегаты для двухкомпонентного топлива (азотная кислота и
анилин) работают в течение 20—25 сек. при температуре сгорания
около 2800° К, а при более низких температурах— в течение

44 Уилер, Уиттекер и Пайк
60 сек. В этих агрегатах обычно применяют камеры,
изготовленные из мягких сталей, и сопла из массивной меди,
хромированной изнутри.
Для больших двигателей, работающих в течение
длительного времени, такие факторы, как вес массивного ксрпуса
двигателя и сопла, а также близость процесса к тепловому
равновесию, обусловливают необходимость жидкостного
охлаждения. В качестве наиболее естественного решения этой
задачи можно принять циркуляцию топлива через рубашку
охлаждения, окружающую сопло и камеру сгорания. Тот
факт, что тепло, отданное жидкому топливу, возвращается в
камеру, не является парадоксальным, ибо большая часть тепла,
выделяемого в камере, уносится вместе с продуктами сгорания.
Детальный анализ этой проблемы, очевидно, является
очень сложным, хотя некоторые основные моменты и ясны.
Во-первых, температура охлаждающей жидкости не должна
превышать ее точки кипения при существующем в рубашке
давлении. Это значит, что в действительности температура
внутренней стенки рубашки не должна быть выше точки
кипения. Поэтому жидкости с низкой температурой кипения,
как, например, этиловый и метиловый спирт, с этой точки
зрения менее выгодны, чем анилин. Во-вторых,
температурный перепад через жидкую пленку, граничащую с внешней
стенкой, должен быть по возможности малым, в то время
как перепад температуры в слое газа на внутренней стенке,
наоборот, должен быть максимальным. Это условие требует
высокой скорости течения жидкости, которую иногда подают
в виде спиральной струи, а также минимального завихрения
горящих газов вблизи стенок, что достигается
предотвращением непосредственного удара пламени о стенки, как,
например, в ракете V-2, путем впрыска небольшого количества
одного из жидких компонентов вдоль стенок для создания
плавно текущего холодного слоя. Как для снижения
турбулентности, так и с целью максимального снижения
радиационного эффекта, внутренняя стенка камеры должна иметь по
возможности наиболее чистую отделку.
Есть, однако, еще одна возможность, а именно: нанесение
на внутреннюю стенку камеры огнеупорного слоя. Его
способность выдерживать высокие температуры позволит
понизить скорость теплоотвода в стенки, а для
высокофорсированных двигателей это является, повидимому, весьма
существенным требованием.
Возможность применения жидкостного охлаждения при
работе на однокомпонентном топливе сомнительна, ввиду
риска, связанного с нерегулируемым нагревом вещества, в котором
горючее и кислород находятся в тесной молекулярной связи.

Твердые и жидкие ракетные топлива 45
Учитывая этот недостаток, а также и способность к
горению в любой части ракетного двигателя, унитарные жидкие
топлива можно отнести к одному классу с твердыми топливами.
Подача топлива в камеру сгорания
Жидкие топлива подают в камеру сгорания через форсунки
или распылители. Конструкция этих деталей слишком
специфична, чтобы ей можно было здесь уделить внимание.
Необходимо, однако, иметь в виду, что при протекании топлива
через форсунки имеет место значительный перепад давления.
Этот перепад давления вместе с перепадом давления в
трубопроводах, клапанах и охлаждающей рубашке, часто составляет
7 кг см2, иногда же он достигает 14 кг/см*, что соответственно
повышает давление, необходимое для впрыска жидкости в
камеру сгорания. Общее давление впрыска является серьезным
фактором, влияющим на вес двигателя в целом. Поэтому для подачи
топлива применяются различные методы, зависящие от
характера и назначения агрегата. Существуют три основных метода
подачи топлива: насосный метод, метод с применением
сжатого или сжиженного газа и метод с использованием
продуктов сгорания.
Насосная система подачи топлива. Насосная система
связана с усложнениями механического порядка, отсутствующими
в других системах, но при такой системе не требуется
создания в баках высокого давления, вследствие чего
становится возможной облегченная конструкция баков. В
двигателях, рассчитанных на длительный период действия,
это может представить значительные преимущества с точки
зрения экономии веса. При конструировании авиационного
реактивного двигателя следует всегда ориентироваться на
насосную подачу топлива. В самолете Me-163 привод
топливного насоса осуществлялся турбиной, работавшей
на перекиси водорода по такому же принципу, как и в
самолете-снаряде V-2. Необходимо отметить, что ракетные
снаряды подвержены значительному продольному ускорению,
за счет которого возрастает инерционная нагрузка на
топливный бак. В ракетном двигателе V-2 при заполненных баках
ускорение составляло всего лишь 2g. Хотя в конце периода
сгорания, по истечении примерно 60 сек., ускорение
вследствие уменьшения общего веса и доходило до 6 или 7g,
все же напор жидкости оставался незначительным и бак не
подвергался большому гидростатическому давлению. Таким
образом, имели место благоприятные условия для применения
насосов и баков облегченной конструкции. Ракета V-2 содер-

Уилер, Уиттекер и, Пайк
жала 8 m топлива в баках диаметром около 1,5 м,
изготовленных из пятипроцентного магниево-алюминиСвого сплава,
листы которого имели толщину всего 2 мм и испытывались
под давлением вЗК ата.
Необходимо, однако, иметь в виду два других фактора:
1) нагрев оболочки снаряда за счет полного торможения
воздуха [повышение температуры при торможении воздуха до
нулевой скорости составит примерно -^--О/Ю (-щ-) °C, где?;
выражено в ле/сек.] я 2) продольное ускорение. Оба эти
фактора имеют очень большое значение. В ракетном
двигателе V-2 они обусловливают применение стальной наружной
оболочки, а вообще в самолетах-снарядах, где значительное
продольное ускорение неизбежно, предъявляют такие
требования к прочности оболочки, что давление впрыска топлива
уже не представляет дополнительной проблемы. Это
обстоятельство является благоприятным для применения системы
подачи топлива под давлением, а не с помощью насосной системы.
Система подачи топлива посредством сжатых газов. Для
создания давления в баках можно применить либо сжатые
или сжиженные газы, либо сгоревшие газы. В обоих случаях
основная цель заключается . в максимальном снижении веса
оборудования. Система подачи посредством сжатых газов по
своей идее очень проста, и основные конструктивные
проблемы заключаются в том, чтобы достигнуть минимального
веса баков, автоматических клапанов управления и
редукционных клапанов. Для хранения газа возможно применять
водородные баллоны, широко используемые в Англии для
аэростатов воздушного заграждения и имеющие следующие
характеристики:
Рабочее давление 210 кг/см2
Емкость при темп. 15,5°С .... около 90 а* т. е. 2,3 кг N2
Размеры: длияаЗ,3 м, внешний диаметр 203 мм
Вес (включая запорный вентиль) . 145 кг
Отношение веса металла к весу
азота 6,5
Более целесообразно применять азотные баллоны,
которые используются, в частности, для кислородно-бензиновых
вспомогательных ускорителей на взлете.
Характеристика этих баллонов следующая:
Емкость около 90 л
Размеры: длина 1,8м, внутренний диаметр
254 мм
Отношение веса металла к весу
азота 4,95

Твердые и жидкие ракетные топлива 47
Для изготовления этих баллонов применяется весьма
совершенная технология, аналогичная технологии изготовления
торпедных баллонов.
Точное весовое количество азота, расходуемое на 1 куб.
метр жидкого топлива для подачи при любом данном
давлении, является величиной, которую следует определять
экспериментальным путем, в конкретных условиях данного
аппарата. Такая неопределенность объясняется несовершенством
процесса и изменчивостью условий и прежде всего тем, что
сперва происходит полуадиабатическое расширение, а затем
повторный нагрев (или охлаждение в случае жидкого кисло-
родя) за счет конвекции. Можно эмпирически сформулировать
приближенные требования к газам, хранящимся под
давлением 210 кг\см* и применяемым для подачи жидкостей при
давлении от 28 до 35 кг/см2, для двух случаев: 1) для
адиабатического процесса, при котором -(=1,16, и 2) для
изотермического процесса с допуском на 30% выше теоретических
требований. Это приведет к следующим выводам:
1) Для подачи 1 мъ топлива при давлении 35 кг/см2
потребуется около 70 кг азота под давлением 210 кг,'см2.
2) Для хранения азота потребуется от 800 до 1300 кг
стали на 1 куб. метр топлива, в зависимости от эффективности
применяемых цилиндров,
3) Объем, занимаемый азотными баллонами, составит
около 40% от объема подаваемого топлива.
Система подачи топлива посредством сжиженного газа.
Применение сжиженных газов вместо сжатых дает
экономию в весе и габаритах баллонов,-В этом случае необходимо,
однако, предусмотреть теплообменник для испарения
жидкости и перегрева газа. В ракетном двигателе задача обычно
заключается в отводе этого тепла от "камеры сгорания. В
двигателе V-2 тепло, отходящее с выхлопными газами
турбины, служит для испарения части жидкого кислорода и
повышения давления в кислородном баке примерно до 2 ашм,
благодаря чему обеспечивается удовлетворительная подача
к насосу.
Применение для создания давления различных сжиженных
газов можно рассмотреть в зависимости от природы топлива
и растворимости в нем газа; помимо данных, приведенных
выше в связи с ракетой V-2, пока в этой области еще ничего
не сделано. Жидкая углекислота применялась в огнеметах,
причем было показано, что при использовании СО2 для
подачи жидкостей под давлением 35 кг/см2 на каждый куб.
метр топлива потребуется около 120 кг газа СО,. Вес
баллона на каждые 7 кг СО2 составит 6 кг. Допуская даже

48 Уилер, Уиттекер и Пайк
наличие отдельного теплообменника, это все же составляет
значительный выигрыш в весе по сравнению с подачей при
помощи азота.
Система подачи топлива с использованием продуктов
сгорания. Создание давления в баках за счет продуктов
сгорания можно рассматривать как логическое следствие
системы подачи с помощью сжиженных газов. Потребность
в тепле для испарения жидкости здесь отпадает. Вес же
снижается за счет высокой температуры газов. Однако, как
показал опыт, применение такой системы представляет ряд
трудностей. Даже в том случае, когда топливо подается
отдельно от выталкивающего газа псршнем или диафрагмой,
что уже является само по себе нежелательным усложнением,
в топливном баке может возникнуть непроизвольное
повышение давления (вследствие реакции топлива с этим газом).
Таким образом, выбор кордита для вытеснения топлива,
повидимому, исключается при подаче окислителей, так как
продукты сгорания кордита содержат в значительном
количестве СО и Н2, реагирующие с окислителем.
Существуют, тем не менее, два возможных способа для
устранения этой трудности. В качестве одного из них можно
назвать применение веществ, при сгорании которых
образуются газы, не вступающие во взрывные реакции с
топливом. В качестве второго способа можно применить
охлаждение газов посредством впрыска воды до температуры, при
которой не может произойти взрывная реакция. Простой
расчет показывает, что при теплообмене для охлаждения газов
от 2500°С до 400°С на каждые 0,45 кг кордита требуется
около 0,545 кг воды. За счет охлаждения объем газов
снизится примерно в 4 раза. На основании этого можно считать,
что для подачи 1 мь жидкости под давлением 35 кг/см2 вес
потребного кордита, воды, а также и баллонов равен
около 60 кг.
Следует, однако, отметить, что в отношении прочности
топливных баков может потребоваться еще некоторый запас
с учетом подогрева стенок газами, особенно в том случае,
когда они сконструированы из легкого сплава.
Аналогия между системами подачи под давлением и системами,
в которых применяются твердые топлива
В ракетных двигателях, где применяются твердые топлива,
топливный бак всегда подвергается давлению сгорания, а в
большинстве типов двигателей, построенных до настоящего
времени, он еще подвергается и действию температуры его-

Твердые и жидкие ракетные топлива
49
рания. В последних работах проявляется тенденция к защите
ракетной камеры от действия горячих топливных газов в
целях уменьшения ее веса. Это особенно необходимо в
двигателях, предназначенных для длительной работы, ибо
металлические части, подверженные действию газов,
выдерживают высокую температуру только за счет своей
теплоемкости.
Если принять, что для требуемой продолжительности
работы можно обеспечить удовлетворительную термозащиту,
то применением твердых топ-
лив можно добиться большой
экономии в общем весе по
сравнению с системой жидких топ-
лив, работающих под
давлением газа. Так, например, при
продолжительности горения в
20 сек. с твердыми топлива-
ми можно получить большую
экономию, чем при
использовании жидких топлив. Эти
соображения иллюстрируются
кривыми на рис. 5, на
которых показано изменение
отношения веса топлива к общему
0.9
0.8
0.7
;*
0.5
0.4
У
3,
*
Л
\
V
1
/
5
ц
- —
2 3 45 10 20 40 100 200 400
Период горения в секундах
1000
Рис. 5. Связь между периодом
горения и величиной а.
/—при нормальной эксплоатации. 2-
возможный максимум, 3—горение при низком
давлении (случаи 7, 2 и 3 относятся к горению
твердого топлива), 4-при подаче жидкого топлива
под давлением 35 кг /см*, б- при подаче
жидкого топлива под давлением 28 кг/см*, 6—при
подаче жидкого топлива насосом.
весу двигателя в зависимости
от продолжительности
горения топлив различного типа.
Эти кривые основаны на
обобщенных и в значительной
степени на экстраполированных
данных, но они дают довольно
правильное представление о
том, чего можно достигнуть при рациональной разработке
различных видов конструкции двигателей.
Для защиты камеры сгорания наиболее эффективным
средством, применяемым в двигателях, работающих на твердых
топливах, является предотвращение горения на внутренних
стенках. Тогда само топливо выполняет роль тепловой
изоляции для камеры. Поскольку обычно требуется обеспечить
постоянство поверхности горения, то в центральной части
топливного заряда делают канал звездообразного сечения.
В таком случае, по мере протекания процесса горения,
выступы и углы исчезают и звезда постепенно переходит в круг.
При правильно рассчитанном сечении звезды, когда ее
периметр равен внешней окружности заряда, можно примерно
достигнуть постоянства поверхности горения.
4—295

50 Уилер, Уиттекер и Пайк
Хотя в принципе этот метод и представляется довольно
простым, в настоящее время имеется ряд трудностей при его
практическом осуществлении. Наиболее значительными из них,
по сравнению с системами жидкого топлива, являются
трудности приготовления зарядов большого диаметра и
относительно узкий диапазон скоростей горения высокопрбизво-
дительных топлив.
Именно в этих направлениях, в частности, и должна
будет развиваться исследовательская работа, если потребуется
обеспечить простоту конструкции и химическую стабильность,
свойственные ракетам с твердыми топливами, в больших и
действующих в течение длительных отрезков времени
ракетных снарядах будущего.
ЛИТЕРАТУРА
Rossini F. D. с сотрудниками, J. Res. Bur. Stand. 34, 143 A948).

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
Дж. Уайльд,
J. Wyld .The Liquid-Propellant Rocket Motor-, Mechanical Engineering, 69, N. 6, 457, 1947).
В статье кратко излагается история создания жидкостного
ракетного двигателя и рассматривается его конструктивное
развитие в прошлом, настоящем и будущем.
Первый ракетный двигатель Паулета
В настоящее время трудно еще назвать имя автора идеи
о жидкостном ракетном двигателе. Существуют, однако,
некоторые указания на
то, что первый,
фактически работавший,
двигатель этого типа был
построен
приблизительно в 1895 г. Педро
Паулетом, молодым
инженером из Перу в
Южной Америке (рис. 1)
Однако он опубликовал
данные о своей работе
только в 1927 г. в
газетной заметке. Таким
образом, обоснованность
его приоритета весьма
сомнительна. Тем не
менее описание
двигателя Паулета
представляет некоторый
интерес. Цитируем
выдержки из перевода
заметки Паулета по книге
А. В. Шершевскога[1].
„Свои окончатель-
Рис. 1. Двигатель Пзулета (схематический
чертеж, составленный по описанию).
ные испытания я
производил с панкласти-
том. Конструктивным
материалом служила
ванадиевая сталь, в то время
материал.
4*
/—пружинный динамометр. 2—камера двигателя, 3—бадс
с двуокисью азота, 4—клапаны, 5—гибкие шланги.
6—ведущие стержни, 7-запальная свеча, ?—прерыватель,
9-индукционная катушка, 10-бензиновый бак.
представлявшая собой новый

52 Уайльд
Коническая внутри камера сгорания была высотой 100 мм,
с диаметром выходного отверстия, равным также 100 мм. Угол
конуса сопла составлял 52°.
В качестве топливной смеси применялись двуокись азота
и бензин, которые подавались в верхнюю часть камеры
сгорания через расположенные друг против друга инжекторы
с обычными регулировочными клапанами. Воспламенение
осуществлялось с помощью электрической искры, для чего
использовалось устройство, аналогичное запальной свече в
современных двигателях внутреннего сгорания, расположенное в
верхней части камеры. В первых испытаниях двигателя
применялись гибкие шланги, соединявшие топливные баллоны с
линиями питания двигателя. Ракетный двигатель был
подвешен таким образом, что мог скользить по двум
вертикальным направляющим. Тяга измерялась динамометром.
Результаты опытов оказались вполне удовлетворительными.
Ракетный двигатель весил 2, 5 кг и развивал тягу приблизительно
в 90 кг при 300 вспышках в минуту. Оказалось, что двигатель
мог бесперебойно работать в течение часа без появления
заметных деформаций.
Вследствие опасности работы при применении ВВ опыты
были прерваны в 1897 г.а
Двигатель Паулета является, повидимому, первым образцом
ракетного двигателя, работавшим на двухкомпонентном
топливе, где окислитель и углеводородное горючее находятся
в различных баках и их смешение происходит только в камере
сгорания. Использование в качестве окислителя двуокиси
азота явилось, таким образом, предвестником современных
ракетных топлив,а конструкция примененного Паулетом
испытательного стенда почти не отличается от современной.
Использовавшийся Паулетом периодический впрыск горючего в
современных двигателях не применяется. В последних почти
всегда имеет место непрерывное сгорание при постоянном
давлении.
Другие предложения
Следующее конкретное предложение о жидкостном
ракетном двигателе было выдвинуто в 1903 г. в России К. Э.
Циолковским.
Циолковский опубликовал в петербургском журнале
„Научное обозрение* статью о возможности применения ракетного
снаряда для исследования наружных слоев атмосферы [2].
Циолковский впервые в мировой литературе дал
математическое обоснование возможности межпланетного полета
ракеты. Циолковский, кроме того, выдвинул еще целый ряд
конкретных предложений, касавшихся управления такой

Жидкостный ракетный двигатель 53
ракетой. Циолковскому же принадлежит идея использования
жидкого кислорода и жидкого водорода в качестве ракетного
топлива в камере сгорания постоянного давления с
расширяющимся соплом Лаваля. Такая топливная смесь стала
предметом самого тщательного исследования и до сих пор
является одной из наиболее мощных ракетных топливных
смесей, хотя, вследствии некоторых практических затруднений,
все еще не используется в ракетах.
В 1913 г. Роберт Эно-Пельтри —один из пионеров авиаци»,
изобретатель знаменитой „рукоятки управления** для
самолетов — выступил перед французской Академией наук с
докладом о возможности межпланетных полетов с помощью
ракет, в котором кратко рассмотрел вопрос о применении
жидкого топлива. Приблизительно в то же время румынский
профессор Герман Оберт приступил к своим первым работам
по теории ракеты. Одновременно начал разработку этой
проблемы и Роберт Годдард в университете Кларка,
Оберту и Годдарду принадлежат главные заслуги в
развитии ракетной техники, которая, благодаря их усилиям, !\
перешла из сферы математики в область практических ж> ,
пытаний. Эта новая эра в развитии реактивной техники \
началась в 1915 г., когда доктор Годдард начал свои
классические опыты с ракетой, работавшей на бездымном порохе.
Результаты этих опытов опубликованы им в статье „Метод
достижения крайних высот" в журнале Института Смитсо-
на [3]. В отличие от более ранних работ Циолковского,и других
исследователей* статья эта вызвала оживленный и
непрерывно растущий интерес в технических кругах, несмотря на
индиферентизм и насмешки широкой публики.
Опыты Годдарда с жидкими ракетными топливами
В патенте 1914 г. и статье, опубликованной в 1919 г.
Годдард указывал на возможность использования жидких топлив
в ракетных двигателях. В 1920 г. начались его
экспериментальные работы в этом направлении. В 1923 г. им был построен
ракетный двигатель, работавший на жидком кислороде и
бензине, в котором питание горючим осуществлялось с
помощью простой насосной системы, а 16 марта 1926 г. им был
успешно проведен опытный полет небольшого ракетного
снаряда. Устройство этого аппарата показано на рис. 2,
заимствованном из книги Эдварда Пендрей [4].
Следует заметить, что двигатель этой ракеты имел для
защиты от интенсивного нагрева внутреннюю облицовку из
алундового цемента. Такая конструкция, несмотря на свою
простоту, в настоящее время почти не применяется, так как

54
Уайльд
в ней приходится ограничиваться только слабо эффективными
богатыми смесями лишь из-за необходимости поддержания
температуры камеры на допустимом уровне.
Тем временем вслед за выходом в 1923 г. книги Германа
Оберта [5] аналогичные исследования начались в Германии.
В этой книге Оберт значительно
развил по сравнению с предшествую-
Рис. 2. Двигатель Годдарда
/—предохранительный клапан,
2-кислородный бак, 3—поплавковые клапаны,
4-бензиновый бак, 5— игольчатые клапаны,
6-камера двигателя, футерованная алун-
дом, 7—подающие трубопроводы,
8—трубопровод для сжатого газа, 9-вентиль
для ^подачи сжатого газа.
Рис. 3. Конструкция двигателя
Оберта.
/-кислородный бак, 2-форсунка для
кислорода, 3—отверстия для паров спирта,
4—камера, 5—сопло, 6-рубашка для
регенеративного охлаждения, 7—отверстие для впрыска
жидкого горючего, служащего для
.пленочного" охлаждения.
щими авторами общую [математическую теорию ракетных
снарядов, а также выдвинул целый ряд совершенно новых
идей в области конструирования ракетных двигателей.
Им было предложено использовать в качестве ракетного
топлива разбавленный этиловый спирт и жидкий кислород,
сочетание которых оказалось впоследствии весьма удачным.
Предложенный им ракетный двигатель (рис. 3) является,
вероятно, первой конструкцией, в которой применен важный

Жидкостный ракетный двигатель 55
принцип регенерации тепла, в соответствии с которым один
из компонентов топлива циркулирует вокруг камеры
сгорания в охлаждающей рубашке, охлаждая таким образом
двигатель. При этом одновременно происходит необходимый
подогрев циркулирующего в рубашке топлива перед впрыском
его в камеру сгорания. Оберт также предложил распылять
часть топлива по внутренним стенкам двигателя, что
приводит к образованию пограничного слоя жидкости и пара,
предохраняющего стенки двигателя от интенсивного нагревания
пламенем. Это было прообразом одного из важнейших методов
охлаждения, называемого иногда „пленочным охлаждением"*.
В проекте двигателя Оберта предусмотрены также
комбинированные смесительные устройства в головке двигателя,
снабженные концентрически расположенными форсунками.
Различные варианты этой схемы нередко применяются
в больших ракетных двигателях.
Немецкие работы по ракетным двигателям
Книга Оберта вызвала появление большого числа
теоретических сочинений по вопросу о реактивных двигателях и
их возможностях. Однако до 1930 г. никаких практических
результатов достигнуто не было. В 1930 г. Макс Валье в
Германии сконструировал весьма несовершенный жидкостный
ракетный двигатель, который предназначался для установки
на автомобиле. Деятельность Валье закончилась быстро и
трагически — он погиб во время предварительных испытаний
двигателя. Тем временем организованное в 1927 г. группой
любителей ракетного дела „Общество межпланетных
сообщений" приступило к опытам, которые производились в
предместье Берлина. В течение 1930— 1933 гг. общество
испытало большое количество различных жидкостных и пороховых
ракетных двигателей.
Первые двигатели, сконструированные этой группой, были
весьма несовершенны, но для кратковременных
испытательных полетов давали достаточно хорошие показатели. В
качестве топлива применялись жидкий кислород и бензин или
жидкий кислород и спирт. Конструктивно двигатель был
выполнен в виде сравнительно тонкостенной алюминиевой
камеры с соплом, погруженной для охлаждения в небольшой
бак с водой (рис. 4). В двигателе применялась система
„обратной подачи" топлива, при которой последнее подается
в камеру сгорания через форсунки, расположенные около
сопла, и распыляется в направлении головки двигателя для
* Использованного, в частности, в двигателе ракетыV-2. (Прим. ред.

56
Уайльд
усиления турбулентности и улучшения [процесса
смесеобразования. Эти особенности отсутствуют в современных
конструкциях, в которых, вследствие высоких температур в
камере сгорания, необходима система охлаждения сзприну-
дительной циркуляцией и в которых форсунки для подачи
топлива располагаются обычно вблизи головки двигателя,
что проще и эффективней старой системы обратной подачи.
Однако двигатели конструкции 1931 г.
явились первым шагом на пути
перехода к современным жидкостным
ракетным двигателям с циркуляционной
системой охлаждения.
Начиная с 1933 г. в Германии
исследовательские работы в области
ракетных двигателей перешли в ведение
военного командования, й все работы
были засекречены. Под руководством
Вернера фон-Брауна были созданы и
испытаны ракеты А-1 и А-2 — первые
ракеты, оснащенные двигателями с
регенерацией тепла, охлаждаемые своим
собственным топливом. В двигателях
А-1 и А-2 это достигалось путем
установки всей камеры сгорания в один из
топливных баков.
Результаты этих опытных работ *до
сего времени еще полностью
неизвестны, но они, повидимому, не были впо
4-бензин или спирт, лне удовлетворительными. Стало
очевидным, что для постройки
достаточно мощной ракеты потребуется тщательно
разработанный проект. Поэтому в 1936 г. в Пенемюнде был создан
новый большой исследовательский ракетный центр, где
в 1938 г. был сконструирован двигатель с тягой выше 900 кг,
работавший удовлетворительно с регенерацией тепла. Этот
двигатель был использован для опытной ракеты А-3
(прототип уменьшенных размеров более поздней ракеты А-4,
известной обычно под названием V-2).
Предварительные расчеты гигантской ракеты А-4
относятся еще к 1938 г. Детальная разработка проекта началась
в конце 1940 г., а первые успешные полеты состоялись
осенью 1942 г.
Для создания новой ракеты существовавший уже
двигатель А-3 пришлось увеличить примерно в 20 раз и внести
в него ряд конструктивных изменений. Оказалось, например,
необходимым разработать такие инжекторы для топлива,
Рис. 4. Схема немецкого
двигателя .Репульсор*.

Жидкостный ракетный двигатель
57
которые обеспечивали испарение и смешение около 130 кг
топливной смеси в секунду и ее надлежащее сгорание в
камере длиной всего в 0,9 м и такого же диаметра, с
достаточным охлаждением сопла в условиях воздействия
газовой струи, имеющей скорость свыше 1600 м/сек. при
температуре 1650°. Кроме того, общий вес конструкции не должен
был превышать нескольких сот килограммов.*
Деятельность Американского Ракетного общества (ARS)
Работы Американского Ракетного общества были начаты
в 1932 г. на базе отрывочной информации, полученной от
А В
Рис. 5. Ракеты Американского Ракетного
общества. А — Ракета №3, конструкции Пен-
дрея и Смита.
7—подача кислорода, 2—камера, 3—подача
бензина^—бензиновый бак, 5-сопло, б—пространство, заполненное
азотом, 7—-бак с жидким кислородом.
В — Ракета № 4, конструкции Шеста.
/—бак с водой, 2-камера, 3-форсунки, 4—четыре
наклонных сопла, 5—четыре выходных отверстия. Л
Рис. 6. Схема конструкции^
двигателя с „тепловой'
губкой".
/-жидкий кислород, 2—бензин,
3—блоки из алюминиевого сплава,
4—сопло из нихрома,
5—стягивающие болты.
немецкого общества межпланетных путешествий, и
продолжались около 10 лет. Первые двигатели, построенные
Американским Ракетным обществом, имели водяное охлаждение
и были в принципе сходны с немецкими. Примером может
* Следующее затем детальное описание конструкции двигателя А-4
опущено, поскольку оно повторяет данные, приведенные в статье Перринга
в Сборнике 1. (Прим. ред.)

58
Уайльд
служить двигатель с несколькими соплами (рис. 5),
построенный в 1934 г. Шеста. На рис. 5 показана также и другая
конструкция 1934 г., принадлежащая Пендрей и Б. Смиту.
В этой конструкции сделана попытка применить к ракетному
двигателю принцип регенерации тепла путем погружения
камеры сгорания в один из баков с топливом. В 1935 г.
проводились стендовые испытания двигателя другого типа (рис. 6),
где впервые было применено то, что называется охлаждением
„тепловой губкой*. Двигатель был построен из толстых
блоков алюминиевого сплава высокой теплопроводности.
Блоки эти предназначались для „впитывания* тепла газов
сгорания и должны были предохранить двигатель от сильного
перегрева во время испытаний, длительность которых
составляла всего несколько секунд. Такая конструкция имела
частичный успех. Затем с соответствующими изменениями
она была вновь испытана в Калифорнийском технологическом
институте, а в дальнейшем стала с успехом применяться в
различного типа двигателях кратковременного действия на
твердом и жидком топливах.
Развитие двигателя с регенерацией тепла
Регенеративная охлаждающая рубашка была впервые
применена в небольшом двигателе, сконструированном
в 1933 г. Г. Буллом (рис. 7).
Его двигатель работал на
бензине и газообразном кислороде.
Результаты испытаний этого
двигателя оказались хорошими.
В этом же 1933 г. начал свои
опыты с регенеративным
двигателем такого же типа
австрийский инженер Е. Зенгер. Он
один из первых полностью
оценил все преимущества высокого
давления в камере сгорания для
повышения эффективности
двигателя и скорости ракеты. По
его заявлениям, в небольшом
опытном двигателе, работавшем
на жидком дизельном топливе и
газообразном кислороде при
давлении 106 атч., была
достигнута скорость газовой струи —
около 3000 м]сек.
Рис.
Регенеративный
двигатель Булла.
7—камера, 2—ребра воздушного
охлаждения, 3— форсунки, 4-кислород, 5—бензин,
б—сопло, 7 — регенеративная рубашка,
Я-кислород.

Жидкостный ракетный двигатель
59
В годы войны Зенгер существенно улучшил свою
конструкцию и построил весьма эффективный двигатель с тягой
в 1 т. Этот двигатель был испытан на новом ракетном
топливе, состоявшем из порошкообразного алюминия,
взвешенного в жидком топливе. В качестве окислителя
использовался жидкий кислород. Такое сочетание было впервые
предложено В. Циммерманом в 1937 г. (Американское
Ракетное общество), причем идея этой топливной смеси сводится
к увеличению скорости реактивной струи
путем использования интенсивного
тепловыделения при горении алюминия.
Двигатель Зенгера не дал на этом топливе
значительных преимуществ по сравнению с
двигателем на обычном топливе. Поэтому
Зенгер перешел к расчетам ракетного
двигателя больших размеров и даже начал
проектировать огромный двигатель с
тягой в 100 т. Однако в последний период
войны его работа была посвящена
исследованиям прямоточных воздушнореактив-
ных двигателей — возможно в связи с
изменениями взглядов военного
командования на вопросы ракетных исследований.
Двигатель с регенерацией тепла
другого типа был сконструирован автором
настоящей статьи в 1938 г. (рис. 8). Эта
была первая в Америке попытка
применить регенеративное охлаждение для всех
частей двигателя; 6 конструкции Булла
регенерация применялась лишь для
охлаждения сопла. Первые испытания
двигателя в 1938 г. показали его надежность
и эффективность; по завершении испытаний в 1941 г.
приступили к производству таких двигателей с тягой от 45
до 1500 кг. Недавно были опубликованы некоторые данные
о ракетном двигателе для скоростных самолетов,
сконструированном фирмой „Reaction Motors Inc.". Этот двигатель
является первым образцом многокамерного ракетного
двигателя, новый принцип конструкции которого имеет большие
перспективы в будущем.
Четыре камеры двигателя, представляющие собой единый
агрегат, развивают общую тягу в три тонны. Каждая камера
снабжена собственными клапанами и воспламеняющим
устройством. Таким образом, вводя в действие от одной до
четырех камер и одновременно регулируя подачу топлива при
помощи дроссельных клапанов, можно получить тягу от 45 кг
Рис. 8. Двигатель
Уайльда.
7-зажигательный патрон,
2—жидкий кислород,
3—четыре форсунки,
размещенные по окружности, 4-
камера, 5—сопло, б—спирт,
7—внешняя труба,
б1—внутренняя труба.

60 Уайльд
и менее до 2700 кг. Такая гибкость имеет важное
значение в некоторых условиях применения ракетных двигателей.
Этот двигатель предназначен для недавно построенного
экспериментального образца самолета со сверхзвуковой
скоростью и должен развить мощность в 12 000 эффективных л. с.
при звуковой скорости A200 км/час) и тягу в 2700 кг при
собственном весе 95 кг. В качестве топлива в двигателе
применяется жидкий кислород и спирт.
Направления исследовательских работ по ракетным двигателям
Для дальнейшего прогресса ракетных двигателей
необходимо решить проблему охлаждения, которая была и остается
по сей день „узким местом*, так как вслед за
усовершенствованием методов охлаждения растут требования к ним.
Для обеспечения улучшенного сгорания и более
эффективного цикла расширения, давления в камере постепенно
повышались, в настоящее время достигнув 15 — 20 кг/см2.
Это приводит к увеличению массовой скорости истечения
газа через сопло, а также к некоторому повышению
температуры газа.
Весьма вероятно, что скоро давление в камере сгорания
будет доведено до 35 — 70 кг/см2. Температура газа в
камерах современных двигателей превышает 2000°С, а мощность
теплового потока в сопле составляет примерно 5,5 млн. ккал
на кв. метр в час, но конструкторам, возможно, придется
очень скоро увеличить эту величину в 2-3 раза. Очевидно,
что несложные схемы теплоотвода, такие как „тепловая
губка" или жароупорная футеровка камер сгорания, уже не
смогут давать в этих условиях удовлетворительных
результатов, за исключением тех случаев, когда продолжительность
горения не превышает нескольких секунд. Вопрос еще более
усложнится, когда для достижения больших скоростей
истечения начнется использование высококалорийных топлив,
например жидкого водорода, чего, вероятно, можно
ожидать в недалеком будущем.
Для решения этой проблемы потребуется, повидимому,
какая-то форма регенеративного охлаждения. Опыт
показывает, что основная трудность состоит не столько в
повышении общей теплопередачи, сколько в наличии местных точек
перегрева, которые в основном и вызывают затруднения при
эксплоатации различных систем охлаждения. Поэтому
необходимо обратить серьезное внимание на ликвидацию этих
местных очагов перегрева. Такие усовершенствования, как,
например, увеличение поверхности охлаждающих ребер»
усиление циркуляции охлаждающего агента, применение

Жидкостный ракетный двигатель 61
специальных материалов, сочетающих высокую
теплопроводность с прочностью при высоких температурах, а также
пленочное охлаждение опасных зон, могут содействовать
значительному улучшению режима работы без серьезных
конструктивных изменений. Для получения более высоких
мощностей может оказаться необходимым использовать
замкнутую систему охлаждения охлаждающими рубашками
и со специальными охлаждающими жидкостями, которые
будут перекачиваться при помощи насоса в теплообменники,
где поглощенное тепло может быть более эффективно
передано ракетному топливу. Однако для выяснения всех этих
сложных вопросов еще потребуется большая
экспериментальная работа.
Проблемы конструирования ракетных двигателей
Проблема конструирования ракетных двигателей также
усложняется в связи с непрерывным увеличением размеров
двигателя и ростом рабочего давления при одновременной
необходимости свести до минимума собственный вес. В
настоящее время конструкторы избегают применения в
ракетном двигателе тяжелых литых частей, болтов, фланцев, а
также больших плоских поверхностей и предпочитают более
совершенные конструкции, в которых используются сварные
детали из сравнительно тонких металлических листов, с
выгнутыми поверхностями и ребрами для достижения
большой жесткости и прочности.
При проектировании больших двигателей типа А-4
встретились особые трудности, объясняемые наличием сравнительно
толстых стенок, в которых создаются большие
температурные градиенты. Это затрудняет надлежащее охлаждение и
вызывает возникновение сложно распределенных напряжений,
что в ряде случаев еще усложняется возникновением
явлений упругой неустойчивости, как, например, при наличии
сопла, охлаждаемого снаружи охлаждающей жидкостью под
высоким давлением. В настоящее время имеются материалы,
обладающие высокой теплопроводностью, но не
выдерживающие высоких температур (медные и алюминиевые сплавы),
а также материалы с низкой теплопроводностью, но весьма
жароупорные (нержавеющая сталь). Однако таких материалов,
которые обладали бы сочетанием обоих необходимых качеств,
т. е. высокой теплопроводностью и жароупорностью, повиди-
мому, не существует.
Другой проблемой, важной для больших ракетных
двигателей, является то, что вес камеры для данного рабочего
давления прямо пропорционален величине тяги (если принять

62 Уайльд
постоянство отношения величины объема камеры к скорости
подачи топлива) в то время, как вес сопла изменяется
пропорционально тяге в степени 8/г • Это можно легко доказать
простым анализом размерности. Поэтому двигатель очень
больших размеров будет иметь исключительно большое и
тяжелое сопло, вес которого составит большую часть его
собственного веса. Теоретически эта задача может быть решена
применением многосоплового двигателя с большим
количеством небольших сопел вместо одного большого, как это было
предложено более 20 лет назад Обертом. На практике это
связано с большими затруднениями, так как усложняет
систему циркуляции охладителя.
Другой путь состоит в применении многокамерного
двигателя с несколькими самостоятельными камерами, что ведет
к значительной экономии веса при больших размерах
двигателя и обеспечивает весьма гибкую регулировку тяги. Кроме
того, такая конструкция весьма удобна для управления
ракетой посредством изменения направления некоторых сопел
или диференцированного их дросселирования. Наконец, при
этом облегчается производство и испытание двигателей. К
отрицательным сторонам относится некоторое усложнение и
утяжеление конструкции, а также необходимость синхронизации
тяги, развиваемой отдельными камерами. Тем не менее этот
метод следует, повидимому, считать наиболее приемлемым
в случае строительства очень больших ракет, превышающих
по размеру ракету А-4.
Проблема впрыска топлива
Проблема впрыска горючего также потребует большой
исследовательской работы. В современной практике обычно
используют большее число инжекторных отверстий, чем это
было принято раньше, когда двигатели имели лишь два
инжекторных отверстия — по одному на каждый компонент
ракетного топлива. Современные двигатели имеют их свыше
сотни, а двигатель ракеты А-4—свыше 300. Расчет
необходимой формы, размеров, а также расположения этих
отверстий является сложной и трудной задачей, не имеющей
общепринятого метода решения.
Во многих двигателях используются инжекторные
отверстия для горючего и окислителя, расположенные попарно
таким образом, чтобы обе струи, выходящие из отверстий,
сталкивались для перемешивания под углом. В других типах
двигателей, например А-4, осуществляется распыление струи
каждого компонента топлива с беспорядочным
перемешиванием мельчайших частиц. В третьем типе двигателей, напри-

Жидкостный ракетный двигатель
63
Горючее
Ч
Окислитет
Подача
под углом
В
Диффузное
распыление
мер в двигателе Вальтера, создаются концентрические струи,
причем каждая струя окислителя кольцеобразно окружена
струей горючего (рис. 9). Таким образом, во всех известных
до сих пор двигателях применяется впрыскивание топлива
в жидком состоянии. Однако не исключено, что в будущем
будет применена система „воздушногои распыла, при
которой часть топлива будет расходоваться на предварительное
образование газового потока,
служащего для испарения
остального топлива.
Другим затруднением при
впрыске топлива является
необходимость малого перепада
давления в инжекторных отверстиях,
который, как правило, не должен
превышать 7 кг/см2, гак как при Окислитль
более высоком давлении вес бака
или насоса становится чересчур
большим. Если двигатель
дросселируется до малой тяги, то
условия впрыска становятся
весьма неблагоприятными вследствие
весьма низкого давления подачи,
что, несомненно, приводит к
необходимости прибегнуть к
форсункам с переменным сечением.
Последнее особенно относится
к двигателям, где требуется
сильно меняющаяся тяга.
В двигателе Вальтера был
использован распределительный
клапан, который вводил в
действие различное количество
форсуночных отверстий в соответствии с требуемой тягой.
Широкое поле для исследователя представляют форсунки
и распределение зон горения и площадей нагрева в
двигателе.
Новые ракетные топлива
Следует, наконец, сказать несколько слов об
исследовательской работе в области ракетных топлив и о возможной
мощности будущих ракетных двигателей. Ракетное топливо,
которое применяется с жидким кислородом, т. е. этиловый
спирт и бензин, осталось в основном таким же, каким было
и 15 лет назад, но скорость истечения увеличилась за
это время с 1200 м/сек. до 2200 м/сек. -прогресс, происшед-
Горючее
Горючее
Концентрическая
подача
Рис. 9. Типы инжекторов.

64 Уайльд
ший в основном'вследствие улучшения методов впрыска
топлива и охлаждения, а также в результате увеличения
давления в камере сгорания. Можно предполагать, что при
применении в камере сгорания давления, повышенного по
сравнению с существующим, будут достигнуты скорости
истечения порядка 2400—2700 м/сек. Для получения еще
больших скоростей истечения необходимо специальное топливо,
имеющее неменьшую теплотворную способность, чем чистый
водород. Был предложен целый ряд смесей такого рода,
которые теоретически дают возможность получить на выходе
из сопла скорости, доходящие до 3600 м/сек. даже при учете
различных потерь в процессе горения и расширения.
Предварительные опыты показали, что при благоприятных условиях
такие скорости могут быть практически получены.
Вследствие высокой стоимости и различных трудностей в
приготовлении и обращении с этими сверхмощными ракетными топ-
ливами, они все еще находятся в стадии лабораторных
исследований, но в будущем несомненно получат широкое
распространение, если потребуются ракетные двигатели с такими
характеристиками.
Что касается величины тяги, то при использовании
многокамерных двигателей тяга практически может быть
увеличена беспредельно, хотя конструирование отдельных камер,
рассчитанных на тягу свыше 50—100 т (в 2-4 раза больше,
чем тяга двигателя ракеты А-4), не представляется
возможным, ввиду возрастающего увеличения веса сопла и
трудностей с охлаждением.
ЛИТЕРАТУРА
1. Scherschevsky А. В., The Rocket for Transport and Flight, Volks-
mann, Berlin, 1929.
2. Циолковский К. Э., Исследование мировых пространств
реактивными приборами.—„Научное обозрение", №5, СПБ, A903).
3. Goddard R. H., A Method of Reaching Extreme Altitudes.
Smithsonian Institution, 1919.
4. Pendray G.E., The Coming Age of Rocket Power. Harper and
Brothers, N. Y., 1945.
5. OberthH., О Id enburg R., By Rockets to Planetary Space. Miinchen,
1923.

НЕКОТОРЫЕ ВОЗМОЖНОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ РАЗЛИЧНЫХ
ТОПЛИВ ДЛЯ РАКЕТ
А. Леонард
(h. Leonard, «Some Possibilities for Rocket Propellents", Journal of the American Rocket
Society, J* 68, 12, 1946; J* 70, 20, 1947; M 72, 10, 1947)
ЧАСТЬ I
В задачу настоящего исследования входит определение
относительной пригодности различных химических веществ в
качестве топлива для ракет.
Подбор топлива, способного сообщить ракете возможно
большую конечную скорость, является первоочередной
задачей. Для решения этой задачи выведены новые уравнения,
при помсщи которых можно определить пригодность
различных элементов и веществ. Этот метод оценки делает
целесообразным экспериментальное исследование целого класса
совершенно новых веществ, которые ранее считались мало
пригодными для испсльзсЕания в качестве ракетного топлива.
К этсй группе относятся вещества и элементы с большой
плотностью.
Сводка принятых в статье обозначений
С» — теплоемкость при постоянном давлении, кал/г-моль^.
Cv — теплоемкость при постоянном объеме, кал/г-моль/°С.
Д Е — изменение внутренней энергии при изменении агрегатного
состояния (плавление, испарение), кал/г-моль.
h° — теплосодержание, кал/г (теплосодержание вещества при 0°К
принято равным нулю).
hi — эффективное теплосодержание, кал/г* (Под „эффективным
теплосодержанием" подразумевается общее теплосодержание за
вычетом скрытых тенлот плавления и испарения.)
Д /Й — эффективная теплота образования при 0° К, кал/г.
Н9 — молярное теплосодержание при 0е К, кал/г-моль.
Н% — эффективное молярное теплосодержание при 0°К, кал/г-моль.
ЬН — изменение теплосодержания при химической реакции или при
изменении агрегатного состояния (испарение, плавление), кал/г-мэль.
А #о — теплота образования соединения из элементов при 0° К кал/г-моль.
ЬН°ое — эффективная теплота образования соединения из элементов при
0° К, кал/г-моль.
&НТ — теплота образования соединения из элементов при Г°К, кал/г-мольa
* — механический эквивалент тепла = 4,186 107 дин см/кал.
JШр начальная масса топлива, г.
Шц — конечная масса ракеты без топлива, г.
dm — изменение массы топлива или продуктов реакции, г.
М — молекулярный вес топлива, г.
N — число молей.
Р — статическое или внешнее давление, дин/см?.
5-295

66 Леонард
R — газовая постоянная=8,ЗЫ07 дин.см/г-моль °С.
Р
Rp — отношение давлений jr"
/ — температура, °С.
Т — абсолютная температура. °К=/ + 273.
Uj — скорость истечения продуктов сгорания, см/сек.
иг — мгновенная скорость движения продуктов реакции относительно
начальной точки в направлении, противоположном движению
ракеты, см/сек.
ur — мгновенная скорость ракеты, см/сек.
Ur — средняя скорость движения продуктов реакции относительно
начальной точки в направлении, противоположном движению
ракеты, см/сек. .
UR — максимальная скорость движения ракеты, см]сек.
Y — молярный объем топлива, смг\г-моль.
Vр — общий объем топливных баков или начальный объем топлива, см?.
Д V — изменение объема, обусловленное изменением агрегатного
состояния (плавление, испарение), см*/г-моль.
dVp — изменение объема топливных баков или объема топлива, см3.
7 — отношение теплоемкости при постоянном давлении к теплоемкости
при постоянном объеме.
ч\п — к.п.д. сопла.
Рр — плотность топлива, г/см*.
Индексы
с — свойства в камере сгорания.
/ — свойства топлива.
F — пл .вление.
m — свойства на выходе из сопла.
о —- свойства окислителя.
г — свойства продуктов реакции.
Т — свойства при температуре 7е К.
V — испарение.
Например: herc — эффективное теплосодержание продуктов реакции в
камере сгорания.
Теоретический анализ
Принимая, что ракета движется в вакууме и не
подвергается силам притяжения, при решении дифференциального
уравнения движения ракеты получим следующее выражение:
Из этого уравнения следует, что для получения возможно
более высокой конечной скорости ракеты (UR) следует
стремиться, чтобы скорость истечения {uj) и весовое
соотношение ( 1+ z~ j были по возможности высоки. Кроме этого, едва
ли существуют другие пути существенного удучшеадя
показателей ракеты.

Применение различных топлив 67
Однако при ином подходе к проблеме могут быть
обнаружены и другие важные обстоятельства. Поэтому, не
ограничиваясь только движением ракеты, рассмотрим также и
движение топлива или продуктов реакции. На основании
закона сохранения количества движения можно написать:
mR UR = тпр Ur B)
Это уравнение показывает, что конечное количество
движения продуктов реакции равно количеству движения ракеты,
но имеет противоположное направление.
В этом уравнении начальная масса топлива, конечная
масса ракеты и конечная скорость ее могут быть выражены
определенными величинами. Средняя скорость продуктов
реакции относительно начальной точки может быть выражена
в форме интеграла:
o
Произведя интегрирование знаменателя дроби, получим
откуда
UrmP=
Подставляя значение и/пр из уравнения Dа) в уравнение B),
получим
URmR =
или
В начале горения топлива скорость иг равна скорости
истечения, продуктов реакции иг Когда же ракета получит
скорость в направлении, противоположном направлению
истечения продуктов реакции, то иг будет соответственно
уменьшаться, и эта зависимость может быть выражена
уравнением:
U, = Uj—UR. F)
Для определения влияния плотности топлива на скорость
движения ракеты выражаем массу топлива через его
плотность:
dm = pp dVp ; G)

68 Леонард
из уравнений Eа), F) и G) имеем:
Рассмотрим теперь каждый член уравнения (8) для
выяснения условий, при которых величина Ur будет возможно
большей. Если исходить из конечной массы („пустой")
ракеты /Ид, то очевидно, что конечная скорость Ur будет
возрастать с уменьшением тц. Последнее может быть достигнуто
за счет применения высококачественных сплавов и путем
усовершенствования конструкции ракеты. Кроме того,
уменьшение тц может быть достигнуто применением конструкций
ракет, в которых пустые баки из-под горючего и
вспомогательные механизмы могут сбрасываться, как только отпадает
необходимость в их использовании. В этом состоит принцип
многоступенчатой ракеты. Однако эти вопросы не входят в
тему настоящего исследования и должны рассматриваться
металлургами и конструкторами.
Псмимо минимального значения т#, для достижения
максимальной величины ?/# необходимо, чтобы величина
также была максимальной, что может быть достигнуто, если
по возможности увеличить Vp, Uj и pp. На основании изучения
возможностей, имеющихся в этом направлении, оказывается,
что сильно увеличить Vp нельзя. Это основывается на
предположении, что при минимальной конечной массе ракеты
бак с горючим будет сконструирован чрезвычайно легким и
всякое увеличение его объема должнб неизбежно
сопровождаться соответствующим увеличением массы ракеты. Таким
образом, чтобы не увеличивать т^ не следует увеличивать
Vp и приходится варьировать только величины Uj и р/>.
Плотность топлива
Для определения влияния плотности топлива (р/>) на
конечную скорость ракеты вернемся к уравнению (8).
Уравнение показывает, что в случае постоянства остальных величин
конечная скорость ракеты будет прямо пропорциональна
плотности топлива. Отсюда следует, что необходимо
использовать возможно более плотное топливо. Если же остальные
величины в уравнении (8) не постоянны, то такая простая
зависимость отсутствует.
При рассмотрении влияния увеличения плотности топлива
на массу „пустой" ракеты оказывается, что некоторые части

Применение различных топлив 69
конструкции должны быть более прочными и поэтому более
тяжелыми. Топливо с большей плотностью обеспечивает
двигателю большую тягу. Если при этом необходимо сохранить
термический к. п. д., то двигатель должен быть сконсгруи
рован больших размеров и большего веса. Различие химических
и физических свойств у различных видов топлива может
вызвать необходимость изменения в конструкции топливных
баков, насосов и трубопроводов, в результате чего конечный
вес ракеты может как увеличиться, так и уменьшиться.
Однако даже в случае значительного изменения плотности
топлива изменения в массе ракеты едва ли будут велики.
Поэтому при предварительном сравнении свойств
предлагаемых топлив мы принимаем, что изменение плотности топлива
не влияет на конечный вес ракеты. В то же время при окон-
чателыюм выборе окислителя и топлива это предположение
должно быть пересмотрено и, возможно, изменено.
Если сравнить вычисленную скорость истечения струи,
достигаемую при применении различных топлив, то
оказывается, что малые скорости получаются при применении
более плотных топлив. Наиболее плотное топливо поэтому не
обязательно сообщит ракете наибольшую конечную скорость.
Последнее видно из того, что величина
о
а следовательно, и конечная скорость ракеты могут быть
доведены до максимума, если при изменении объема бака
горючего в него помещать топливо, обладающее большим
значением произведения («у—?/#)рр. К сожалению, точное
решение этой проблемы не так просто, и придется оставить
разрешение этого вопроса на дальнейшее. Однако
качественное решение может быть дано уже здесь.
В момент запуска, в начале сгорания и% равно нулю и
выражение (йу—?>я)рр превращается виурр.
Следовательно, в этой части полета наиболее пригодно топливо,
характеризующееся наибольшей величиной этого произведения.
Так как скорость истечения струи приблизительно
пропорциональна квадратному корню из теплового эффекта
реакции, то изменение последней величины на 2% изменит
скорость струи только на 1%. Следовательно, если тепловой
эффект горения первого.топлива на 2% меньше, чем второго,
то оно будет так же эффективно, если его плотность только
на 1% больше, чем плотность второго топлива. Таким
образом, при выборе топлива для начала полета плотность
оказывает большее влияние, чем тепловой эффект реакции. В

70 Леонард
результате этого наиболее эффективными для первого этапа
периода сгорания оказываются топлива, обладающие
большой плотностью, но предпочтительно умеренной теплотой
сгорания.
Действительно, важность высокой плотности топлива в
начале сгорания подтверждается тем, что при использовании
топлив с высокой теплотворной способностью и малой
плотностью, например смеси жидкого кислорода и бензина, может
быть достигнуто значительное увеличение конечной скорости
ракеты за счет добавок в небольших количествах
чрезвычайно плотных, но инертных разбавителей, как, например,
ртути или расплавленного свинца.
Такой метод увеличения конечной скорости ракеты может
оказаться значительно более реальным, чем это кажется на
первый взгляд, так как если даже не учитывать потерь
энергии за счет диссоциации, то и в этом случае расчеты
показывают возможность весьма существенного увеличения
конечной скорости. Кроме того, понижение температуры
реакции, вызываемое впрыском инертных веществ в камеру
сгорания, значительно снижает степень диссоциации
основных продуктов реакции, что оказывает влияние на
увеличение эффективности сгорания активньйс ингредиентов топлива.
Добавление одноатомного газа, как, например, паров ртути
к многоатомным продуктам реакции, кроме всего прочего,
увеличит значение f для смеси в целом, а следовательно
увеличит к. п. д. сопла. В результате создается
значительно меньшее падение скорости струи, чем можно было
бы ожидать, учитывая влияние изменения теплоемкости
с изменением количеств разбавителя и активных
ингредиентов.
Другой способ увеличения конечной скорости заключается
в использовании двух или более различных топлив
одновременно. Выше мы пришли к заключению, что величины
произведения и^р для некоторых смесей топлив больше, чем для
одного вида топлива. Поэтому лучшее топливо в начале
сгорания должно содержать смесь двух или более различных
топлив. Если в подобной смеси используется общий
окислитель или общее горючее, то требуется два (или более) вида
горючего и один окислитель или два (или более) окислителя
и одно горючее.
Одна из трудностей, с которой приходится сталкиваться
при попытке использовать этот принцип, связана с различием
диссоциации для различных продуктов реакции. Так, можно
встретиться с этой трудностью, если использовать в качестве
горючего смесь литня и ртути, а в качестве окислителя—фтор,
так как реакция между литием и фтором может повысить

Применение различных топлив 71
температуру всей смеси продуктов реакции до такой
температуры, при которой происходит полное разложение фтористой
ртути. В таких случаях целесообразнее использовать ртуть
только в качестве инертного разбавителя, а не для реакции
со фтором.
Когда скорость ракеты возрастает и величина Ur
становится сравнимой с uj9 наиболее эффективным топливом
становится другая комбинация, или смесь топлив, обладающая
меньшей плотностью, но большим тепловым эффектом
реакции.
Наконец, в конце периода горения наиболее эффективными
будут топлива, дающие наибольшую скорость истечения
струи, но обладающие относительно малой плотностью.
Из приведенного анализа уравнения (8) следует, что для
наилучшего использования баков с горючим данного объема
необходимо использовать топлива с переменной плотностью
и теплотой горения. В начале горения следует применять
смеси топлив с большой плотностью, а в конце — комбинации
топлив с высокой теплотворной способностью.
Это приводит к необходимости применения двух или более
горючих и двух или более окислителей или их комбинаций.
Подобный же результат может быть получен при применении
одного высокопроизводительного топлива и одновременном
впрыске в двигатель ракеты в постепенно убывающем
количестве очень плотного, но инертного вещества, например
такого, как ртуть.
ЧАСТЬ II
В этой части будут рассмотрены факторы, влияющие на
скорость истечения струи, и будут приведены уравнения,
при помощи которых может быть определена скорость
истечения струи для различных комбинаций топлив, вместе с
таблицами термохимических свойств различных соединений,
используемых в качестве ракетных топлив.
Изучение этих и некоторых других данных позволяет
заключить, что наилучшими окислителями являются фтор
и кислород. Для топлив, содержащих элементы с малым
атомным весом, можно применять в качестве окислителя с
одинаковым успехом кислород или фтор, однако для топлив,
содержащих элементы с большим атомным весом, лучше в качестве
окислителя применять фтор.
Наибольшие скорости истечения струи достигаются путем
использования элементов с малым атомным весом, в то время
как элементы с большим атомным весом применяются тогда,
когда желательно топливо с большой плотностью.

72
Леонард
Скорость истечения струи
Скорость истечения продуктов реакции из сопла может
быть выражена следующим уравнением:
Uj=V2j{h\c-h\m). (9)
Это уравнение основано на законе сохранения энергии и
показывает, что увеличение кинетической энергии продуктов
реакции, выбрасываемых из сопла, равно потере тепловой
энергии. Для того' чтобы определить, какова максимально
возможная степень превра цения теплоты сгорания топлива
в кинетическую энергию, мы можем выразить скорость
истечения струи другим уравнением:
A0)
Уравнение A0) выведено из уравнения (9) и основывается
на том предположении, что при истечении из сопла: 1)
теплоемкость продуктов реакции сохраняется постоянной;
2) продукты реакции имеют свойства идеального газа; 3)
химической реакции или горения в сопле не происходит; 4)
передача тепла путем излучения, конвекции или теплопроводности
в сопле отсутствует; 5) угол расширения сопла не велик;
6) истечение осуществляется без трения и 7) струя
выпускается в среду, давление которой сохраняется равным
статическому давлению газов у выходного сечения сопла.
Уравнение A0) может быть упрощено *.
Пусть
Н%=СрТ, A1)
Ноегс = СрТгс, (Па)
М >
И*егс
A2)
A2а)
Г- A3)
Комбинируя уравнения A0), A1а), A2а) и A3), мы имеем;
* Значения индексов: е — эффективный, гс — для продуктов реакции.
(Прим. ред.)

Применение различных топлив
Эффективное теплосодержание
Для получения точных сведений о величине эффективного
теплосодержания газообразных продуктов сгорания топлива
необходимо знать следующие величины:
а) теплоты образования соединений и начальную
температуру каждого компонента топлива;
б) теплоты образования соединений и константы диссоциаг
ций для каждой многоатомной молекулы, входящей в состав
продуктов реакции;
в) зависимость теплоемкости от температуры для всех
элементов и соединений.
В то время как в справочниках имеются данные по теп-
лотам образования для большинства соединений, данные
по теплоемкостям и константам диссоциации известны лишь
для небольшого числа веществ. Вследствие этого надежный
расчет теплосодержания продуктов реакции может быть
проведен лишь для немногих топливных композиций. В то же
время сравнительную оценку без учета диссоциации,
происходящей при высоких температурах, возможно произвести
для большего количества топливных смесей.
При всей своей очевидной ограниченности этот метод
сравнения отдельных топлив дает возможность исключить из
дальнейшего исследования ряд элементов и их соединений и
выделить комбинации, представляющие интерес для дальнейшего
исследования.
На основе теоретических соображений о распределении
энергии молекул газа между различными видами движения —
поступательным, вращательным и колебательным — можно
рассчитать молярную теплоемкость газа, значения которой,
приведены во втором столбце табл. 1.
Из экспериментальных данных известно, что величина
теплоемкости одноатомных газов, например гелия или
паров ртути, весьма близка к теоретической величине в
большом диапазоне температур. Величина теплоемкости
многоатомных газов составляет примерно 5 кал\С°1г-моль при
весьма низких температурах и возрастает с увеличением
температуры, достигая теоретического значения при 2000° С и
выше. Экспериментальные данные также показывают, что
теплоемкость таких соединений не достигает максимальной
величины при этой температуре, а продолжает при
дальнейшем повышении температуры медленно возрастать и
превышает теоретическое значение.
Так как температура реакции для большей части
рассматриваемых топлив довольно высока и так как данных об
удельной теплоемкости в пределах необходимого диапазона.

74 Леонард
температур не имеется, приходится принять, что для
газообразных продуктов реакции, происходящей в камере
сгорания, сумма внутренней кинетической энергии и
произведенной внешней работы будет определяться произведением NCpT.
Это предположение также не вполне точно, но оно дает
меньшую погрешность при сравнении одного топлива с
другим, чем допущение, что диссоциация не происходит вовсе.
Все вещества при нагревании от абсолютного нуля до
полного испарения должны увеличиваться в объеме,
преодолевая как силы внутреннего сцепления, так и внешнее
давление. Вследствие незначительного изменения объема, при
расширении твердого тела обычно требуемся сравнительно
небольшая энергия, и так как данные, необходимые для
определения этой величины, для большинства рассматриваемых веществ
отсутствуют, то этой энергией пренебрегают, и ее величина
поэтому не указывается в приведенной ниже таблице.
Величина энергии, требуемой для расширения жидкости, тоже
невелика для большинства веществ, и ею также можно
пренебрегать. Переход от одной кристаллической структуры к
другой обычно вызывает весьма незначительные изменения
внутренней энергии, которыми тоже можно пренебречь.
С другой стороны, процессы плавления и испарения
связаны с гораздо большими изменениями внутренней энергии.
Так как эти данные известны для многих элементов и
соединений и всегда могут быть приблизительно оценены, то
такие энергетические изме1 ения учитываются в расчетах.
Исходя из приведенного рассуждения, мы можем написать
выражение для общего теплосодержания одного моля
газообразных продуктов реакции при очень высокой температуре:
p, A5)
где Д?> и A?V могут -быть выражены следующим образом:
A6)
Однако увеличение объема при плавлении (Д1//*) настолько
мало, что последним членом уравнение A6) можно
пренебречь. Изменения же объема, обусловленные испарением
(AVV), достаточно велики и должны учитываться при
расчетах. Объем жидкости в точке кипения настолько мал по
сравнению с объемом паров при тех же температуре и
давлении, что практически изменение объема (AW) может
быть принято равным общему объему паров (W)- Учитывая

Применение различных топлив 75
эти рассуждения и комбинируя уравнения A5), A6) и A7),
получаем
H* = bHF+AHv-Vp-+C,T. A8)
Многие насыщенные пары в точке кипения приобретают
объем, настолько приближающийся к объему, рассчитываемому
по обычному уравнению для идеальных газов, что можно
положить
PVV== RTV. A9)
Из уравнения A8) и A9) получаем
н«=шР + Шу - f Ту +срт. B0)
Так как это уравнение должно быть правильным для всякого
вещества при любом значении Т, сно должно иметь силу и
для продуктов реакции в камере сгорания ракетного
двигателя. Поэтому мы можем написать:
-j-Tvr + CpTrc.
Комбинируя уравнения B0а), A1а) и A2а), получаем
iTvr\
Если температура кипения или сублимации соединений выше,
чем температура, создаваемая при реакции, то происходит
частичная конденсация этих соединений. Поэтому часть
скрытой теплоты конденсации может расходоваться для
нагревания любого другого газообразного элемента или
соединения, входящего в состав продуктов реакции. В этих
условиях действительная величина эффективной энтальпии
может быть значительно выше, чем это дается
уравнением B1).
Коэфициент полезного действия сопла
Следует указать, что термин „коэфициент полезного
действия сопла" в том виде, как он выражен уравнением A3),
относится скорее к теоретическому термическому коэфици-
енту полезного действия сопла, чем к механическому или
гидродинамическому. Рассмотрение членов уравнения A3)
показывает, что к. п. д. сопла увеличивается с увеличением
перепада давления и величины отношения теплоемкостей.
Для увеличения перепада давления необходимо стремиться
к повышению давления в камере сгорания и уменьшению
давления на выходе сопла. «

76 Леонард
Рассматривая возможность повышения давления в камере>
мы приходим к выводу, что существует предел давления,,
выше которого дополнительная тяга, являющаяся
результатом любого дальнейшего увеличения давления, будет
только компенсировать соответствующее увеличение веса
ракеты в целом. Очевидно, что дальнейшим повышением
давления в камере сгорания уже не удастся увеличить к. п. д.
сопла. Увеличение веса ракеты обусловлено либо
увеличением веса топливных насосов и насосных двигателей, либо
увеличением веса топливных баков при использовании
системы подачи под давлением. В' любом случае существует
оптимальное значение давления в камере, которое зависит
от объема и общей конструкции ракеты.
Рассматривая возможности увеличения к. п. д. сопла за
счет понижения давления на выходе, мы убеждаемся и в
этом случае в существовании предела давления, ниже
которого дополнительная тяга будет также только
компенсировать увеличивающийся соответственно вес ракеты в целом.
Это связано с тем, что полезная тяга, производимая любой
частью сопла, для любого данного угла конуса прямо
пропорциональна статическому давлению газов в данной точке.
При увеличении длины сопла до его выходного отверстия с
тем, чтобы добиться дальнейшего расширения газов,
статическое давление будет все уменьшаться, и в конце концов
будет достигнуто такое давление, при котором увеличение
тяги за счет удлинения сопла будет компенсироваться
увеличением веса ракеты. Это давление будет прежде всего также
зависеть от объема и общей конструкции ракеты и не будет
зависеть от физических свойств топлива.
Отсюда следует, что оптимальным значением перепада
давления будет величина, зависящая в первую очередь от
объема и конструкции ракеты и двигателя и не зависящая
существенно от физических свойств топлива. Для крупных
ракет, например для немецкой ракеты V-2,
конструкция которой по необходимости довольно тяжела,
оптимальный перепад давления снижается до 25 :1. В малых ракетах
или таких аппаратах, в которых сопло оказывается более
легким по конструктивным причинам, оптимальный перепад
может превысить 100 : 1.
Чтобы показать зависимость между изменением к. п. д.
сопла с изменением перепада давления и отношения тепло-
емкостей, было вычислено значение у\п для двух отношений
давлений — 25 : 1 и 100 : 1, но для одной и той же величины ?.
Результаты расчетов приведены в двух последних столбцах
табл. 1 и свидетельствуют о важном значении большого
перепада давления и высокого отношения теплоемкостей.

Применение различны* топлив
77
Величина отношения теплоемкостей в значительной степени
зависит от количества атомов в молекулах продуктов
реакции, а поэтому топливо, продукты реакции которого имеют
простые молекулы, создает большую скорость струи по
сравнению с топливом, продуктами реакции которого являются
более сложные молекулы. Так, например, двухатомный
фтористый натрий, имеющий теплоту образования всего 1870 кал/г,
во отношение теплоемкостей 1,286, создает большую
теоретическую скорость истечения струи, чем пятиатомный четы-
рехфтористый кремний с ДЛ°о<?=3400 кал/г, но со значением f,
равным лишь 1,083.
На первый взгляд может показаться, что значение
квадратного корня из произведения теплоты образования на к. п. д.
сопла может служить сравнительной характеристикой
различных топлив с точки зрения даваемой ими скорости истечения.
Однако такое сравнение может быть справедливо только для
тех случаев, когда в ракетном двигателе образуется только
•одно соединение. В случае же образования в двигателе
одновременно двух или более соединений, имеющих различные
значения ?, количество тепловой энергии, превращаемой в
кинетическую энергию струи, будет больше, чем это указано
в табл. 1. Например, если смесь фтора и кремния, которая
сама по себе дает малую скорость истечения струи,
прибавить к фтору и натрию в эквимолекулярном количестве, то
скорость истечения струи для такой смеси будет выше, чем
для одного фтористого натрия. Поэтому при вычислении
величины теоретической скорости истечения струи для смеси,
состоящей из двух или более соединений, прежде всего
следует найти величину эффективной энтальпии и отношение
теплоемкостей для всей смеси в целом, а затем при помощи
Таблица I
ВЫЧИСЛЕННЫЕ ТЕРМИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА ГАЗОВ ПРИ ВЫСОКИХ
ТЕМПЕРАТУРАХ.
Число атомов
в молекуле
1
2
3
4
5
6
7
Теплоемкость при пос-
„ тоянном давлении
** Ср кал/моль °С
4,97
8,94
13.90
19,86
25,82
31,78
37,74
Отношение
теплоемкостей —? = г
CV *
1,667
1,286
1,167
1,111
1,083
1,067
1,055
Термодинамич.
коэфициент
полезного действия сопла ч\п
для перепада
давлений
0,724
0,511
0,369
0,275
0,219
0,182
0,156
дл я перепада
давлений
0,842
0,641
0,482
0,369
0,2Р8
0,250
0,215

78 Леонард
этих величин вычислить к. п. д. сопла и скорость
истечения струи.
Из приведенного анализа следует, что в то время как
для любой пары элементов скорость истечения струи зависит
в первую очередь от эффективной энтальпии образования
соединения и от числа атомов в продуктах реакции, для
смеси веществ в реальных условиях она будет, кроме того,
зависеть от физических свойств и относительных количеств
любых других элементов или соединений, присутствующих
в камере сгорания, а также от перепада давления в сопле.
Необходимо указать, что хотя точную величину к. п. д.
сопла для любого соединения нельзя определить, не зная
условий, при которых оно будет использоваться, однако при
сравнении любых двух соединений можно быть уверенным,
что в случае соединения с меньшим количеством атомов в
молекуле большая доля тепловой энергии будет превращена
в скорость истечения струи.
Диссоциация при высокой температуре
Для количественного учета влияния диссоциации при
любых реакциях при высокой температуре необходимо иметь
ряд вполне определенных данных. В случае же их отсутствия
можно попытаться дать, по крайней мере, качественнее
описание влияния диссоциации. Во-первых, диссоциация или
ионизация любой молекулы или атома поглощает
относительно большое количество энергии. Действительное количество
тепла, выделяемого в камере сгорания, и, следовательно,
истинный тепловой эффект реакции будет меньше, чем
тепло, вычисленное на основании теплот образования
продуктов реакции. Для многих соединений диссоциация начинается
при относительно низкой температуре, так что количество
тепла, которое действительно может быть выделено в
камере сгорания, составляет в некоторых случаях меньше 50%
эффективной теплоты образования.
К счастью, фактическое уменьшение скорости истечения
струи может быть не настолько большим, как можно ожидать
при учете диссоциации в камере сгорания. Это связано с тем,
что газообразные продукты сгорания, проходя через сопло,
расширяются и охлаждаются; при этом температура их
понижается, и может произойти частичная рекомбинация, или
воссоединение продуктов диссоциации, и таким образом —
возвращение части тепла, потерянного в камере сгорания.
Однако, поскольку это тепло выделяется уже после того, как
газы частично расширились, оно даст меньший эффект по
сравнению с выделением тепла в камере сгорания до начала

Применение различных топлив 79
расширения. Поэтому уменьшение скорости истечения за
счет диссоциации происходит даже в том случае, если
воссоединение заканчивается раньше, чем газы достигнут
выходного отверстия сопла.
Второй эффект, связанный с диссоциацией, заключается
в увеличении к. п. д. сопла, так как в результате
диссоциации происходит увеличение общего количества распавшихся
молекул и атомов и благодаря этому уменьшается среднее
число атомов в. молекуле и возрастает величина f для смеси
продуктов реакции.
Этот эффект наиболее заметен в случае сложных молекул
и мало сказывается для простых молекул. При наиболее
благоприятных условиях увеличение к. п. д. сопла может
возместить половину потерь от диссоциации, а с учетом
теплового эффекта рекомбинации в сопле, при определенных
условиях, может быть восстановлено до 75% энергии,
потерянной в результате диссоциации в камере сгорания.
Однако для некоторых соединений общая потеря энергии
за счет диссоциации, даже с учетом рекомбинации в сопле
и увеличения к. п. д. сопла, может превысить 50%.
В заключение необходимо указать, что хотя для более
точного определения возможной скорости истечения струи,
при применении всякого нового топлива, необходимо иметь
точные термохимические данные и данные о диссоциации,
однако не следует, в ожидании получения этих данных,
откладывать непосредственное испытание нового ракетного
топлива в двигателе.
Путем испытания в небольшом стандартном опытном
двигателе можно чрезвычайно легко и быстро непосредственно
определить действительную скорость истечения струи,
которая может быть получена при работе на данном топливе.
Таким образом, при помощи весьма простых опытов можно
определить относительную пригодность для ракет любой
предлагаемой топливной смеси.
Химические элементы в качестве ракетных топлив
•В задачу настоящего исследования входило в первую
очередь определение относительной пригодности элементов
для использования их в качестье окислителей и горючих в
ракетных двигателях.
Для этой цели были составлены две таблицы — 2а и 26.
В табл. 2а- приведены данные о теплотах образования и о
температурах плавления и кипения окислов некоторых
элементов. Табл. 26 содержит аналогичные данные для
некоторых фторидов.

$Э Леонард
Если исходя из некоторого стандартного состояния
элементов при абсолютной температуре Т принять, что они
вступили в реакцию с образованием одной молекулы
некоторого соединения, а затем охладить полученный продукт
реакции до первоначальной температуры элемента, то
полученная при этом общая теплота будет теплотой образования
соединения, обозначаемой через Д//г.
Если исходить из абсолютного нуля как отправной
стандартной температуры, то выделяемое тепло оСсзначается
через Д/Уо; если реакция происходит при этом в
адиабатических условиях, так что в окружающую среду тепло
отдаваться не может, то общее теплосодержание продуктов
реакции в данном случае будет равно теплоте образования
соединения:
B2)
B3)
Комбинируя уравнения A1), B0), B2) и B3), получаем
Ш°ое=Ш\ - ШР -ШУ -\-jTv. B4)
Исходя из соотношения между удельным и молярным
теплосодержанием, можно написать:
B5)
м
Полученная величина приближенно характеризует
скорость истечения струи, достигаемую при использовании
данной комбинации элементов в качестве ракетного тсплива.
Скорость истечения струи приблизительно пропорциональна
квадратному корню из эффективной энтальпии образования
соединения.
Величины теплот образования в таблицах приводятся в
большинстве случаев для нормальных температур, а не для
абсолютного нуля. Теплота образования соединений при
абсолютном нуле может быть вычислена при помощи
следующего уравнения:
Величины теплот образования при 18° С, взятые из
справочников, приведены в четвертом столбце табл. 2а и 26.
Теплоты образования при абсолютном нуле, вычисленные на
основании теплосодержания элементов и соединений при 18° С
по уравнению B6), приведены в пятом столбце. Там, где

Применение различных топлив 81
данные о теплоте образования отсутствовали, были
проведены приближенные расчеты и полученные данные указаны
в скобках. Они были использованы при сравнении теплот
образования окислов, а также фтористых, хлористых,
бромистых и йодистых соединений различных элементов в
зависимости от их положения в периодической таблице. Значения
молярной и удельной эффективной теплоты образования
Д#?, и ДА<?, вычисленные по уравнениям B4) и B5),
приведены в шестом и седьмом столбцах.
Соединения элементов, приведенные в табл. 2а и 26,
распределены в порядке возрастания атомных весов. Как
видно из таблиц, обычно величина теплоты образования
соединения уменьшается с возрастанием атомноро веса. Это означает,
что топливо, состоящее из элементов с малым атомным
весом, должно давать наибольшие скорости истечения струи.
С другой стороны, как уже было указано, при некоторых
условиях большая плотность так же важна, как и высокая
скорость истечения струи. А так как плотность элементов и
их соединений возрастает с увеличением атомного веса, то
можно найти элементы с большим атомным весом, которые
окажутся применимыми в качестве компонентов топливных
смесей. Следовательно, впредь до получения более
определенных данных, из списка возможных ракетных топлив можно
исключить только небольшое число элементов.
При сравнении эффективных теплот образования
соединений, помещенных в табл. 2а и 26, оказывается, что для
некоторых элементов в начале таблиц соответствующие
значения для окислов примерно равны значениям для
фтористых соединений. В противоположность этому, для элементов
с большим атомным весом фтор в качестве окислителя
является более предпочтительным, чем кислород. В
действительности, термин „теплота образования соединения** не
имеет смысла для многих более тяжелых окислов, не
помещенных по этой причине в табл. 2а, потому что соединения
распадаются или диссоциируют при чрезвычайно низких
температурах, которые лежат ниже их точки кипения.
Если составить подобные же таблицы для сульфидов,
селенидов, теллуридов, хлоридов, бромидов и иодидов, то
окажется, что для них теплоты образования значительно
ниже, чем для соответствующих фтористых соединений.
При соединении с элементами, обдающими малым атомным
весом, теплоты образования хлоридов равны одной трети
(или менее) теплот образования фтористых соединений. При
соединении с более тяжелыми элементами отношение это
равно приблизительно половине. Все прочие окислители
дают величины меньшие, чем хлор. Хотя плотность более
6—295

82 Леонард
тяжелых окислителей и их соединений несколько больше,
чем плотность кислорода и фтора, это не компенсирует
разницы значений в теплотах образования соединений.
Отсюда следует, что для топлив, содержащих элементы с
малым атомным весом, окислитель должен быть богат
кислородом и фтором. Для элементов с большим атомным весом
могут быть использованы только те окислители, которые
богаты фтором.
Твердые продукты реакции
Некоторые соединения, перечисленные в табл. 2а, очень
тугоплавки. Можно предположить, что такие соединения,
в случае их образования в ракетном двигателе, быстро
засорят его. В действительности, однако, это может и не
произойти, и эти вещества могут отлагаться на внутренней
поверхности камеры сгорания и сопла в виде равномерного
слоя, толщина которого, вследствие очень высокой скорости
теплопередачи, не должна превышать десятых долей
миллиметра. Такое покрытие стенок может оказаться полезным,
поскольку при этом уменьшается количество охлаждающего
вещества, необходимого для двигателя; металлическая
поверхность предохраняется от эрозии и окисления горячими
газами продуктов сгорания.
Значительное снижение температуры плавления продуктов
реакции может быть достигнуто путем добавления к
топливу небольшого количества другого элемента, который при
соединении с более тугоплавкими материалами вызывает
понижение их температуры плавления. Однако даже в этом
случае возможны отложения твердых веществ вокруг
топливных форсунок, что будет препятствовать хорошему распылу
и сгоранию топлива.
В настоящее время только на основании
экспериментального исследования можно определить, какая температура
плавления для продуктов реакции допустима в ракетном
двигателе и какие топлива не могут быть использованы по
причине образования слишком тугоплавких продуктов
реакции.
ЧАСТЬ Ш
В настоящем разделе обсуждается использование
различных соединений в качестве топлив для жидкостных
ракетных двигателей и приведены таблицы физических свойств
соединений и элементов, которые могут использоваться в
качестве окислителей и горючих. Графически представлены
вычисленные скорости струи и объёмные веса более 300

ТЕРМОХИМИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА НЕКОТОРЫХ НЕОРГАНИЧЕСКИХ ОКИСЛОВ
Таблица 2а
Химическая
формула
Н3О
Li2O
ВеО
в2о3
со23
Na2O
MgO
А12ОО
Si62°
рД
SO2°
К2О
СаО
TiO2
Сг2О
ZnO"
Qa2O3
Ge2O3
As2O,
Seb23
SrO
ZrO
MoO3
Sb2O3
TeO23
BaO
La2O,
HFOf
PbO
BI2O3
ihb23
Молек. вес М,
г\г-моль
18,02
29,88
25,02
69,64
44,01
61,99
40,32
101,84
60,06
141,96
64,06
94,19
56,08
79,90
152,02
81,38
187,44
104,60
197,82
И0,96
103,63
123,22
143,05
291,52
159,61
153,36
325,84
210,60
223,21
466,00
264,12
Агрегатное
состояние при
18 °С
Жидк.
Тверд.
Газообр.
Тверд.
Газообр.
Тверд.
„
п
W
и
If
„
It
w
Теплота
образования при 18 °С
291
Д// уь\кал\гмоль
68,4ХЮ3
142,3
135,0
335,8
94,4
99,2
145,8
402,9
203,3
371,7
70,9
86,2
151,7
219,0
268,9
83,5
256
154,1
56,4
140,8
258,1
176,5
165,4
77,6
133,1
456,9
271,5
52,5
137,1
293
Теплота
образования при 0°К
ЬН°о,кал,г'МОль
67,8ХЮ3
140,6
133,3
330,5
98,6
97,7
144,0
397,4
199,8
363,0
76,3
84,7
150,0
215,7
264,4
81,8
251
A70)
149,5
53,4
139,2
255,0
172,2
161,0
74,7
131,7
452,6
168,6
51,5
132,9
290
Эффект, теплота
образования
0
Д//Ое,кал/г-молъ
57,4хЮ3
107
25
285
83
50
33
321
126
346
69,0
48
66
166
192
28
182
125
170
34
70
115
141
142
52
80
350
130
0
100
155
Эффект, удельная
теплота образова-
4 НИЯ
ДЛ кал'г
ое,
3180
3580
1000
4090
2110
810
820
3150
2100
2440
1075
510
1180
1450
1250
340
970
1200
170
300
680
930
S90
490
330
520
1070
620
0
210
590
Темп. пл.
t °Г
0
Сублим.
2570
577
Сублим.
V
2800
2050
1470
569
73
(800)
2572
1825
1990
Сублим.
1900
1100
313
Сублим.
2430
2715
745
656
Сублим.
1953
2315
2812
890
820
B900)
Темп. кип.
*v ,°C
100
1230
3900
A6000)
-78
1275
3600
2250
2250
5591
10
A200)
2850
C000)
B200)
180J
B160)
A200)
457
317
B500)
4300
1151
1550
450
B000)
4200
D400)
1472
1890
4400

Таблица 26
ТЕРМОХИМИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА НЕКОТОРЫХ НЕОРГАНИЧЕСКИХ ФТОРИдЬв
Химич.
формула
HF
LiF
BeFa
BF3
CF4
NaF
MgF2
A1F3
SiF4
PF5
SFe
KF
CaF2
TiF4
CrF3
FeF9
Молек.
вес М%
г\г-молъ
20,01
25,94
47,02
67,82
88,01
42,00
62,32
83,47
104,06
125,98
146,06
58,01
78,08
123,90
.' 109,01
93,84
Агрегатное
состояние
при 18°С
Жидк.
Тверд.
•
Газообр.
»
Тверд.
м
»
Газообр.
ш
и
Тверд.
п
п
Щ
Теплота
образования
при 18°С
Д^29Г кал!г'моль
71.7ХЮ3
145,6
—
256,9
163
136,3
261,4
329,0
361,3
—
262
134,5
2S0,2
—
266,1
164,5
Теплота
образования
при 0°К
&// , кал г- о ь
о
71,7ХЮ3
144,2
B30)
259,2
164
134,9
258,5
325,1
363,4
C50)
263
133,2
187,4
D00)
261,9
161,9
Эффект, теплота
образования
0
Д# , кал\г-моль
ое
63,8хЮ3
94,7
188
254,4
161
78,6
192
282
360,8
345
258
85,8
244
382
217
125
Эффект,
удельная теплота
образования
ДЛ° , к л\г
ое
ЗКО
3650
4000
3750
1830
1870
3090
3350
3470
2740
1770
1480
2870
3080
1990
1330
Темп. пл.
tp% С
-92
870
800
—127
-184
990
1396
1040
Сублим.
-94
Сублим.
880
1360
B80)
Сублим.
A100)
Темп.
кип.,
t , °С
V
19
1676
A300)
—101
—128
1700
2233
A200)
-95
-85
-64
1500
B450)
284
A100)
A300)

NiF2
CuF
ZnF2
GaF3
GeF4
AsF5
SeF6
SrF2
ZrF4
MoF6
AgF
CdF2
InF3
SnF4
SbF3
TeF6
BaF2
LaF3
HfF4
HgF2
T1F
PbF2
BiF3
ThF4
96,69
82,57
103,38
126,72
148,60
169,91
192,96
125,63
167,22
209,95
126,88
150,41
171,76
194,70
178,76
241,61
175,36
195,92
254,60
238,61
223,39
245,21
266,00
308,12
и
t»
„
»
Газообр.
¦»
Тверд.
•
Жидк.
Тверд.
•
»
»
Газообр.
Тверд.
»
V
w
0
»
157,5
—
172,7
—
—
—
246
289,0
—
—
48,7
162,2
—
—
216,6
315
287,9
—
—
—
—
1595
261
—
154,8
E2)
169,6
B70)
C40)
C10)
248
286,0
D80)
D50)
47,4
159,1
B50)
C20)
212,4
317
285,4
D20)
E20)
A00)
F8)
156,8
207
E50)
118
28
131
230
321
303
242
226
445
442
13
105
207
295
197
311
229
374
475
80
60
120
180
500
1220
340
1260
1810
2160
1780
1250
1800
2660
2110
100
700
1210
1100
1290
1310
1910
1910
1870
335
270
490
680
1620
A100)
908
872
Сублим.
1300
-80
Сублим.
A300)
F00)
17
435
1100
1170
F00)
Сублим.
»
1280
A280)
(900)
645
Сублим.
855
730
A200)
A300)
1100
A300)
(950)
A300)
-53
-46
B490)
F00)
35
A300)
1758
A250)
705
292
38
2137
A600)
(900)
650
300
1290
(800)
A200)

86 Леонард
комбинаций различных окислителей и горючих. Сделан
анализ зависимости между положением данного элемента в
периодической системе и его характеристикой как ракетного
топлива и приведены таблицы, в которых элементы расположены
в порядке периодической системы, причем для каждого
элемента указана условная постоянная, определяющая его
свойства как ракетного топлива.
На основании этих данных делается заключение, что
кислород и фтор являются далеко не лучшими окислителями;
лучшим окислителем, повидимому, является моноокись фтора,
за нею следуют фтор, трехфтористый азот, озон и кислород.
Наилучшими элементами для использования в качестве
горючих являются водород, литий, бериллий и бор. За ними
непосредственно следуют магний и кальций во второй
периодической группе и элементы главной третьей и четвертой
групп. Все эти элементы образуют довольно компактную
группу в относительно узкой области периодической системы.
Наиболее эффективными жидкими горючими можно,
повидимому, считать гидриды бора, жидкий литий и гидразин.
Комбинациями топлив, характеризующимися значительно
большей плотностью и дающими наибольшие скорости
истечения струи, являются моноокись фтора в смеси с бериллием
и гидразином или с гидридами бора.
Использование соединений в качестве ракетных топлив
Многие элементы, использование которых в качестве
топлив целесообразно с точки зрения их плотности и
теплового эффекта реакции, обладают столь низкой температурой
кипения или высокой температурой плавления, что
применение их в жидком состоянии является затруднительным.
Однако путем комбинации двух или более элементов с
образованием соединений или растворов нежелательные
свойства могут быть устранены или, по крайней мере,
уменьшены, а нужные свойства сохранены.
Ь табл. 3 и 4 перечислены некоторые элементы и их
соединения, которые могут быть использованы в качестве и
окислителей, и горючих. Элементы и соединения,
использование которых в жидком состоянии невозможно
вследствие высокой точки плавления или химической
неустойчивости при температурах ниже точки плавления, могут
применяться в виде суспензии в жидкостях. Для т того чтобы
жидкость была пригодна для этой цели, она не должна
вступать к реакцию с твердым веществом при данных
температурах, а для того чтобы не происходило осаждение
твердых частиц, плотность ее должна по возможности при-

Применение различных топлив 87
ближаться к плотности твердого вещества. Оседанию
твердых частиц препятствует также большая вязкость жидкости.
При вычислении значения эффективной теплоты
образования соединений необходимо знать величину их стандартной
теплоты образования. Кроме того, поскольку топливо
подается в ракету при температуре, отличной от температуры
абсолютного нуля, необходимо принимать во внимание его
теплосодержание.
Величина эффективной энтальпии продуктов реакции в
камере сгорания, при использовании в качестве топлив
различных химических соединений, может быть вычислена
следующим образом:
B7)
Комбинируя уравнения B7) и A2а), получаем
No(H°ro - Д/Йо) + NfH°rf - ЛЯ*,)]. B8)
Для большинства соединений теплота их образования Д#,
как указывалось выше, является положительной величиной,
а из уравнения B8) следует, что положительная величина
теплоты образования окислителя или горючего уменьшает
величину эффективной энтальпии продуктов реакции. Таким
образом, при выборе соединений, пригодных для
использования в качестве ракетных топлив, нужно иметь в шиду
важное значение низкой теплоты образования. Эндотермические
соединения (т. е. соединения, теплота образования которых
отрицательна) будут давать больший тепловой эффект
реакции, чем элементы. Однако они по природе являются
взрывчатыми и могут использоваться лишь в ущерб безопасности.
В некоторых случаях эндотермические соединения могут
быть сделаны более безопасными, путем смешения с
достаточным количеством экзотермических соединений или
элементов.
Другой способ увеличения теплосодержания продуктов
реакции заключается в возможно большем подогреве
окислителя и горючего до сжигания, что обеспечивает увеличение
№То и H°rf. К сожалению, таким путем не представляется
возможным полностью реализовать достигаемое увеличение
конечной скорости ракеты, так как, во-первых, возможно,
окажется необходимым использовать окислитель или горючее
в качестве хладоагелта для двигателя и, таким образом,
довольно сильно ограничить верхний предел температуры,
до которой можно нагревать один из компонентов топлива, и,
во-вторых, предварительное нагревание окислителя и горючего

88
Леонард
уменьшает их плотность, а следовательно, уменьшает
общий вес топлива, загружаемого в баки.
. Окислители и горючие
В табл. 3 и 4 перечислены некоторые соединения, которые
могут быть использованы как окислители и горючие. Этот
список не претендует на полноту, а дает лишь примеры
некоторых типов соединений, которые могут быть
использованы в качестве ракетного топлива.
Несмотря на то, что имеется множество других веществ,
которые могут использоваться для этой цели, оказывается, что
большинство из них дает нелучшие результаты и обладает
Таблица 3
НЕКОТОРЫЕ ОКИСЛИТЕЛИ И ИХ ФИЗИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА

Условное

обозначение
А
В
С
D
Е
F
G
Н
J
К
L
М
N
Р
Q
R
s
т
и
V
W
X
Хим.
формула
F2O
IF5
IF7 *
BrF5
F2
NF3
CIF3
o3
CF4
NO3F
NO6C1
N2O4
C1O2
HC1O4
C(NO2L
o3
HNO3
LiC104
H2O2
LiClO3
LiNO3
HIO3

Молекулярный
вес 1Л0
54,00
221,92
259,92
174,92
38,00
71,01
92,46
48,00
88,01
81,01
145,47
92,02
67,46
100,47
196,04
32,00
63,02
106,40
34,02
90,40
68,95
175,93

Плотность
в
жидком

состоянии р0
1,90
3,5
2,8
2,47
1,14
1,54
1,77
1,71
1,96
[1,62]
[1,65]
1,49
[1,70]
1,76
1,65
1,14
1,50
[2,0]
1,46
[2,2]
[2,2]
[4,0]

Температура

жидкости t°
—224
20
6
25
—200
—129
13
-183
—184
—150
0
0
0
22
13
— 183
20
286
0
129
255
110
Темп.
пл.
—224
— 8
5
61
—223
—217
— 83
-251
—184
—150
— 20
— 9
- 59
—112
13
—218
— 42
286
— 2
129
255
110
Темп.
кип.
*уо
—145
97
5
40
—187
—120
11
-112
—128
—46
[80]
21
12
120
-183
86
152
—
Теплота
обр азова-
о
ния, АНоо
—7-103
[30]
[30]
[20]
0
24
[3QJ
ш
[-2]
[-10]
2
—20
26
-16
J)
38
9а
73
111
55


содержание
при

температуре

жидкости /
"То
0-103
9
11
9
1
3
7
1
1
3
11
9
5
8
16
1
5
19»
5
14
10

Применение различных топлив
89
Таблица 4
¦
П/П
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
21
22
23
24
25
26
27
28
29
30
31
32
33
34
35
36
37
НЕКОТОРЫЕ ГОРЮЧИЕ И ИХ
Хим. формула
Hf+Hg
SiLi4
La
LiH
Al
Be(C2H5J
Mg
Befe2H8
AIB3H12
ВюН14
Li
с!н212
cJhJnh,
C2H5OH
B2H7N
CaH2
Si3H8
LiNH2
(SiH3KN
Ge3h8
Ga
Zn
Ba
HCN
NH3
C2N2
Sn
In
C3S2
CuCN
f-j
P
Na
Pb
s

Молекулярный вес
м
м/
379,21
55,82
138,92
7,95
26,97
67,14
24,32
38,72
71,53
122,31
6,94
192,25
50,06
144,26
93,12
46,07
42,70
42,10
92,24
22,96
107,26
225,86
69,72
68,38
137,36
27,03
17;03
52,04
118,70
114,76
100,15
89,59
2,02
30,98
23,00
207,21
32,06
Плотность
жидкости
р/
13,46
[1,04]
[5,45]
[0,65]
2,38
[0,70]
1,57
[0,60]
[0,701
0,78
0,500
0,08
0,75
0,76
1,05
0,89
[0,70]
1,3
[0,881
[1,100]
0,895
- 2,2
6,09
6,92
[3,34]
_ 0,70
0,73
0,87
6,99
[7,1]
1,27
[2,2]
0,70
11.701
929
10,66
1,81
ФИЗИЧЕСКИЕ

Температура
жидкости
4
00
630
826
680
680
12
651
123
— 60
100
186
85
— 30
— 50
— 6
— 110
— 65
815
— 100
375
-106
20
32
419
850
20
— 73
15
232
155
20
475
-252
44
98
331
113
Темп.
пл.
V/
- 39
630
826
680
659
12
651
123
- 64
100
186
80
— 36
— 57
— 6
-115
— 66
815
—117
375
—106
—160
30
419
850
— 14
- 78
— 34
232
155
— 1
475
—259
44
98
327
ИЗ
СВОЙСТВА
Темп. -
кип.
*Vf
360
—
1800
1800
>200
1110
91
44
[213]
1336
[350
10
125
184
79
76
53
430
52
110
2000
907
1140
26
-33
-20
2270
1450
—
—
253
280
880
1613
445
Тепло-
га обра-
зова-
ния
Юз
0
0
21
0
[35]
0
[15]
[20]
[50]
0
— 28
-112
63
— 8
65
[101
45
[20]
[24]
[-10]
20
0
0
0
— 24
16
— 63
0
0
[-20]
-28
0
0
0
0
0
Геплосо-J
держание
при
температуре
жидкости
4.103
40
10
10
7
10
8
10
10
24
3
19
5
13
7
3
4
17
3
8
8
6
2
6
12
4
3
5
4
3
5
15
0
2
3
5
4
худшими физическими свойствами по^сравнению с
веществами, перечисленными в списке.
Окислители, представленные в табл. 3, были выбраны по
химическим справочникам из числа веществ, богатых
кислородом и фтором, имеющих отрицательное или, по крайней
мере, небольшое положительное значение теплоты образова-

90 Леонард
ния и достаточную устойчивость. Кроме того, учитывалась
возможность их использования в жидком состоянии при
реально достижимой температуре. Горючие, перечисленные в
табл. 4, были выбраны таким же способом, однако вместо
веществ, богатых кислородом и фтором, выбирались
вещества, состоящие из элементов, которые, судя по табл. 2а и 26,
могут быть использованы в качестве ракетных горючих.
Для сравнения свойств выбранных элементов и
соединений были вычислены объемный вес и теоретическая
скорость истечения струи более чем для 300 комбинаций
окислителей с горючим. Результаты расчетов графически
представлены на рис. 1а и 16. Расчеты производили следующим
образом:
1. Химическое уравнение реакции между горючим и
окислителем было написано при предположении, что
элементы горючего окисляются в окиси или фтористые соединения,
приведенные в табл. 2а и 26. Предполагалось также, что в
продуктах реакции азот будет присутствовать в
молекулярной форме, а иод, бром, хлор и ртуть — в виде атомов. По
этому уравнению было определено число молекул
окислителя {No), горючего (Л^) и продуктов реакции (Л/г).
2. Средняя плотность топлива была вычислена при
помощи следующего уравнения:
nomo , N;Mf ' B9)
3. Для топливных смесей, содержащих более чем одно
соединение или свободный элемент, величина
произведения {Nr Mr) была вычислена при помощи уравнения C0):
MrMr = {%NM)r. C0)
4. Значения эффективной теплоты образования (&Не) для
каждого соединения в продуктах реакции были взяты из
табл. 2а и 26, а для элементов, присутствующих в форме
атомов,— из справочников и других источников. Значения
#оГо, дооо> H\f и АЯ°0/ были взяты из табл. 3 и 4. При
помощи этих значений и уравнения B8) была вычислена
^величина here*
5. Значения Ср для каждого соединения или элемента в
продуктах реакции были взяты из табл. 1. При помощи этих
значений было найдено Срг по уравнению
с _

Символ Окислитель Топливо
О Любой Любп
Метильныв
производные элементов
Примечание: буквенные и цифровые
обозначения- см. список -окислителей
итоплие в табл.3 и 4
г.г
10
7,4 7,5 7,6 7,7 7,8 7,9 2ft 2,1 2,2 2.3 2.4 2,6 2,6 2J 2,8 2,9 3.0
Плотность топливной смеси Рр г/см3 к
Рис. 1а. Теоретическая скорость истечения как функция плотности различных топлйвых смесей.

и
ОЗЗ
Г
s
•
33
Символ Окислитель Топлие
О Любой Любое
О F20
В F20 СдН2+лк
О Oj Любое
О CF4*08 »
Д BrF6 "
Ў F8 "
О Oj "
* F20 Метильны
водные Ш1
римечанив: буквенные и циЩ
бозначения-см. список окисли
1 топлие р табл. 3 и 4
Гп
-Л
/.г
(/-
|бое
елрои
телеи
п
11
т
L
2*20
3-
б
г
O27
016
п
1 го
г"
<*
5'7
S-I5
Tie
V
3
VI
20А
Д27
1
^35
4
IT
дД
•>32
27
V 1
I
V
— Й1
..., Л
0
ь
t 4
©х-ю
ЭХ-
3
37
IZi
1
ьз
i2-
30
V3
ИГ
24 ^j
29 V
/ГТ9П _
D34-
/
<2>1
it
736
ft4 ft5 Ofi OJ Oft Of 1.0 15 2,0 3,0
Плотность топливной смеси Рр г/ем3
4fl 5,0 6,0 lt0 8,0
Рис. 16. Теоретическая скорость исте чении как функция плотности "различных топливных смесей (часть рис. 1 в
ббльшем масштабе).

Применение различных топлив 93
Величина отношения-* была вычислена по Срг с помощью
уравнения
~=Jc^* C2)
7 — 1
6. Используя полученное численное значение и
приняв отношение давлений RP = 25 по уравнению A3),
вычисляли к. п. д. сопла (чя).
7. Величина теоретической скорости истечения струи (uj)
была вычислена при помощи уравнения A4).
Рис. 1а показывает, что при изменении плотности
топливных смесей в широких пределах максимальная скорость
истечения струи, которая может быть получена при данной
плотности, изменяется примерно по прямой линии, наклон
которой равен 0,5. Отсюда следует, что произведение
Ujpp0*5 является постоянной величиной. Следовательно, если
руководствоваться принципом применения изменяющихся по
ходу сгорания топлив (см. I часть статьи), то надо выбирать
соединения из представленных на рис. 1а и 16 топливе
приблизительно постоянным значением произведения иурр0'5.
Поэтому величина этого произведения может служить основной
характеристикой при оценке различных топливных смесей.
Порядок расположения окислителей и горючих,
перечисленных в табл. 3 и 4, в соответствии с принятой
характеристикой был определен следующим образом. Была
составлена таблица, в которой окислители располагались
вертикально, а горючие — горизонтально. Численные значения
произведения iijpp0* помещались на пересечении
горизонтальной и вертикальной колонок таблицы, соответствующих
положению окислителя и горючего. Для каждого окислителя
и горючего определялась средняя величина из трех
максимальных значений Иурр0'5, найденных при различных
комбинациях. Эта средняя величина принималась в качестве
основной характеристики рассматриваемого окислителя и горючего.
Табл. 3 и 4 были затем пересоставлены путем расположения
отдельных окислителей и горючих в порядке
уменьшающегося значения этой основной характеристики.
Горючие и периодическая система
Если по оси ординат отложить значения эффективных
теплот образования окислов элементов, а по оси абсцисс —
атомные номера или атомные веса элементов, то получается
кривая с несколькими максимумами и минимумами. Максимумы
будут соответствовать бору, алюминию, титану, цирконию,

94 _ Леонард
лантану и торию; минимуму—литию, фосфору и германию. Если
построить такую же кривую для фтористых соединений, то
окажется, что экстремальные точки будут соответствовать
примерно тем же элементам.
Следует отметить, что все шесть элементов, которым
соответствуют максимальные точки на кривой, находятся в
третьей и четвертой группах периодической системы
элементов. Это указывает на возможную связь между положением,
занимаемым элементом в периодической системе, и его
свойствами как ракетного топлива.
Рассматривая табл. 4, можно убедиться, что восемь первых
топлив (ртуть рассматривается как инертный растворитель)
содержат следующие элементы: водород, литий, бериллий,
бор, углерод, магний, алюминий, кремний, лантан и гафний.
За исключением лантана и гафния, эти элементы образуют
довольно компактную группу в периодической системе
(см. табл. 6). Хотя это дает определенные указания на место,
занимаемое в периодической таблице элементами,
являющимися лучшими горючими, все же такой вывод не представляется
вполне убедительным, так как многие элементы, из-за
отсутствия достаточных данных для произведения расчетов, вообще
не приведены в табл. 4.
Для получения более полных и количественных данных
о зависимости между положением, занимаемым элементами
в периодической системе, и их характеристикой как
ракетных горючих был предложен следующий метод.
Выбрав радикал, который в комбинации с любым
элементом периодической системы образует жидкие соединения,
производили все расчеты для этих соединений в качестве
горючего, комбинируя их с одним и тем же окислителем.
После рассмотрения имеющихся данных для различных типов
соединений было решено выбрать для этой цели радикал
метил (СН3), так как он может соединяться с любым
элементом-горючим с образованием жидкого горючего. В
качестве окислителя была выбрана моноокись фтора.
В табл. 5 перечислены метильные соединения, для
которых были произведены расчеты. Результаты этих расчетов
даны на рис. 1а и 16. При этом значения плотности были
определены для 10 соединений. Плотность остальных ме-
тильных соединений была вычислена из плотности чистых
элементов и значения эффективного объема метильного
радикала.
Теплоты образования и теплосодержание жидкостей в
большинстве случаев пришлось вычислять. Расчеты были
основаны на предположении, что кислород окислителя (F2O)
соединяется с углеродом метильного радикала с образованием

Применение различных топлив 95
двуокиси углерода, в то время как фтор соединяется с
водородом метильного радикала и с рассматриваемым
элементом-горючим. Плотности топлив и скорости истечения струи
были рассчитаны при помощи метода, описанного выше.
Рассмотрение данных, приведенных в табл. 5, показывает,
что плотность и теоретическая скорость истечения для
различных соединений меняются в сравнительно небольших
пределах. Этого и следовало ожидать, так как
элемент-горючее в большинстве случаев составляет только
незначительную часть общей массы, а следовательно, с ним связана
только незначительная часть общего запаса энергии
топливной смеси. Последнее, однако, приводит к тому, что
небольшие различия в вычисленной характеристике приобретают
существенное значение.
Для сравнения различных элементов, входящих в состав
топлива, были вычислены значения произведения iijp°>5 для
каждого соединения. Эти значения помещены в последнем
столбце табл. 5. Так как для последней части периода
горения топлива одноступенчатой ракеты с большой дальностью
действия и для всех ступеней, кроме первой ступени
многоступенчатой ракеты, плотность топлива, по сравнению со
скоростью истечения струи, менее важна, чем это
определяется произведением ujp°pS , то для каждого
рассматриваемого элемента была принята [другая характеристика ИуРр25,
помещенная в последнем столбце табл. 5.
Для того чтобы установить связь между положением,
занимаемым элементом в периодической системе, и его
характеристикой как ракетного горючего, вычисленные значения
этих характеристик были расположены в форме
периодической таблицы, как это представлено на табл. 7а и 76.
Расположение элементов в этих таблицах такое жЬ, как в табл. 6.
Если взять 12 максимальных (от 3,92 и выше) значений,
приведенных в табл. 7а, то окажется, что они соответствуют:
литию в первой периодической группе; бериллию, магнию,
и кальцию—во второй группе; бору, алюминию и лантану —
в третьей группе (достаточных данных для скандия и иттрия
не имелось) и, наконец, в четвертой группе — кремнию, титану,
цирконию, гафнию и торию. Если же взять 12 максимальных
значений в табл. 76 (от 3,50 и выше), то они будут относиться
к тем же элементам, с той только разницей, что прибавится
водород и не будет тория. Следует указать, что в обоих
случаях элементы, соответствующие 12 максимальным значениям,
образуют обособленную группу, в которой, за исключением
скандия и иттрия, нет пустых мест.

Таблица 5
НЕКОТОРЫЕ МЕТИЛЬНЫЕ СОЕДИНЕНИЯ, ИХ ФИЗИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА И
ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КАК ГОРЮЧИХ ПРИ
ИСПОЛЬЗОВАНИИ С МОНООКИСЬЮ ФТОРА
I
к*
о и

Характеристическая
величина
0.5
uj?p
НСН3
LiCH3
Ве(СН3J
В(СН3K
С(СН3L
NaCH3
Mg(CH3J
А1(СН3K
Si(CH3L
Р(СН3M
Са(СН3J
Ti(CH3L
Cr(CH3K
Fe(CH3J
Ni(CH3J
CuCH3
Zn(CH3J
Ga(CH,),
Ge(Of3L
As(CH3M
Se(CH3N
Sr(CH3J
Zr(CH3L
Mo(CH3N
AgCH3
Cd(CH3J
In(CH3K
Sn(CH3L
Sb(CH3K
Te(CH,N
Ba(CH8J
La(CH3K
Hf(CH3L
Hg(CH3J
T1CH3
Pb(CH3J
Bi(CH3)8
Th(CH3L
16,04
21,97
39,09
55,92
72,15
38,03
54,39
72,07
88,20
106,15
122,26
54,13
70,15
108,04
97,11
85,92
88,76
78,60
95,45
114,82
132,74
150,08
169,16
117,70
151,36
186,15
122,91
142,48
159,86
178,84
166,86
217,81
107,43
184,02
238,74
230,68
219,42
237,28
254,10
292,26
0,415
[0,516]
[0,610]
0,625
0,613
[0,714]
[0,743]
10,729]
0,651
[0,665]
0,633
0,720
0,823
0,837
1,008
1,296
1,349
2,14
1,386
1,141
1,006
0,905]
0,862
4,268
; 1,142
0,995
3,08
1,985
[1,530]
1,314
1,523
1,100
1,702
1,652
1,812]
3,069
[4,68]
[3,17]
2,30
[2,10]
21ХЮ3
9"
19
28
39
48
158
9:
19
38
29
20
20
10
19
29
38
48
58
19
38
58
10
19
29
39
29
58
20
29
39
19
9
19
29
39
2ХЮ3
3
4
4
8
3
5
6
8
10
12
3
5
8
6
5
5
3
5
7
8
10
12
5
8
12
3
5
7
9
7
12
6
7
9
6
3
5
7
9
,299
,308
,435
,461
,461
,327
,448
,472
,433
,456
,443
,229
,440
,515
,578
,677
,698
,996
,705
,619
,571
,533
,522
,615
,620
,579
,388
,933
,759
,681
,754
,607
,807
,802
,868
2,366
3,157
2,405
2,057
1,976
3,316
3,435
3,381
3,311
3,103
3,177
3,294
3,283
3,277
3,181
3,067
3,043
3,269
3,239
3,096
2,981
2,950
2,608
2,948
3,052
3,103
3,043
2,966
3,031
3,178
3,082
2,291
2,694
2,890
2,958
2,843
3,038
2,834
3,017
2,992
2,373
2,068
2,434
2,600
2,902
3,78
3,93
4,05
4,00
3,75
3,66
3,96
3,99
3,92
3,84
3,68
3,37
3,92
3,99
3,89
3,86
3,84
3,68
3,85
3,88
3,89
3,77
3,66
3,85
4,04
3,87
3,54
3,75
3,83
3,84
3,77
3,85
3,81
4,05
4,09
3,65
3,67
3,76
3,73
4,08

Применение различных топлив 97
Результаты, представленные в табл. 7а и 7,6 справедливы
только для случая, когда в качестве окислителя используется
фтор или богатое фтором соединение. Причина этого та, что
хотя окислитель, принятый при проведении расчетов, именно
F2O, содержит кислород, все же предполагается, что элементы,
входящие в состав горючего, во всех случаях соединяются
только с фтором. Однако, если прделать подобный же
анализ, принимая, что в каждом случае элемент-горючее будет
вступать в реакцию с окислителем с образованием окислов,
то получатся аналогичные результаты: максимальные
значения характеристических величин будут приходиься на те же
самые группы периодической системы. Основная разница
будет заключаться в том, что все величины будут меньше по
сравнению с приведенными в табл. 7а и 76 и максимальные
значения не будут располагаться так далеко в нижних рядах
таблицы.
Обсуждение вопроса
С точки зрения работы ракеты наиболее существенными
характеристиками топлив являются скорость истечения струи
и общая плотность. При рассмотрении вопросов, связанных
с применением топлива и особенно с охлаждением двигателя,
необходимо учитывать температуру реакции. В настоящее
время трудно дать характеристику ракет в отношении
температуры реакции, но можно с уверенностью сказать, что в
общем случае трудности, связанные с применением топлива,
будут возрастать с увеличением температуры реакции.
Необходимо указать, что топливные смеси, в которых* в качестве
окислителя используется фтор, дают в большинстве случаев
значительно более высокую температуру реакции, чем смеси,
в которых в качестве окислителя используется кислород.
Этот факт нужно учитывать при сравнении горючих и
особенно окислителей, потому что данные и результаты расчетов,
приведенных в настоящей статье, не принимают во внимание
этого обстоятельства.
Так как с точки зрения работы ракет двумя основными
свойствами топлива являются скорость истечения струи и
общая плотность топлива, то представляется естественным
построение графика с учетом этих свойств для сравнения
различных сочетаний . топлив. Такими графиками являются
рис. 1а и 16 (указывающие диапазон изменения скоростей
истечения струи и плотностей топлива), где дана
логарифмическая шкала.
Когда результаты расчетов были нанесены в масштабе на
рис. 1а, в центральной части рисунка оказалось значительное
скопление точек. Для того чтобы отдельные точки были более
7-295

#8 Леонард
различимыми, на этот участок таблицы были нанесены данные
лишь для некоторых рекомендуемых топливных систем. Вторая
таблица (рис. 16), соответствующая центральной части рис. 1а,
была сделана в большем масштабе, и на ней нанесены все
точки, которые приходились на эту часть таблицы.
Если рассмотреть рис. 1а и 16, на которых представлены
характеристики окислителей, то окажется, что моноокись фтора
занимает особое положение. Необычная характеристика этого
окислителя может быть объяснена частично его большой
плотностью, а также отрицательной теплотой образования.
Другим окислителем, выделяющимся среди топливных смесей,
дающих большую скорость истечения струи, является
элементарный фтор.
Наилучшим окислителем из кислородных соединений
оказался озон. Это объясняется его большой плотностью и
отрицательной величиной теплоты образования. Сам по себе
жидкий озон чрезвычайно опасен вследствие склонности к
взрыву. Тем не менее, его можно добавлять в определенном
количестве к жидкому кислороду с тем, чтобы придать
топливной смеси большую плотность и увеличить скорость истечения
струи без опасности взрыва.
Хотя теоретическое рассмотрение характеристик ^ракеты
приводит к заключению, что для заданной полезной нагрузки
и дальности действия использование достаточно плотного
топлива в начале горения позволит довести до минимума
размер ракеты, практические соображения могут заставить
применять некоторые другие топлива в течение этой части периода
горения. Основанием к этому может явиться то, что ухудшение
характеристики топлива, используемого в первой части
периода горения, лишь незначительно увеличит размер, а
следовательно, и стоимость ракеты. Если же это менее
эффективное топливо окажется значительно более дешевым, то в
результате может быть достигнуто уменьшение общей стоимости
ракеты и топлива.
В многоступенчатой ракете топливо с большой плотностью
должно использоваться только для первой ступени. Но и в этом
случае, благодаря тому, что в этой ступени будет, повидимому,
расходоваться топлива больше, чём во всех остальных
ступенях, взятых вместе, использование менее дорогого топлива
сможет значительно уменьшить стоимость ракеты. Кроме того,
замена в первой ступени одного топлива другим, менее
эффективным, вызовет сравнительно незначительное увеличение
размера только этой ступени, давая в конечном счете
определенный выигрыш.
Цирконий, лантан, гафний и торий могут быть отнесены
к топливам с очень большой плотностью, но они очень дороги,

Таблица 6
ПЕРИОДИЧЕСКАЯ СИСТЕМА*
чГруппа
Период \
1
2
3
4
5
6
I
Н
Li
Na
К
Rb
Cs
Fa
и
Be
Mg
Ca
Sr
Ba
Ra
HI
В
Al
Sc
Y
La
Ac
IV
С
Si
Ti
Zr
Hf
Th
V
V
Nb
Та
Pa
vr
Cr
Mo
W
U
VII'
Mn
Tc
Re
Fe
Ru
Os
VIII'
Co
Rh
Ir
Ni
Pd
Pt
i'
Cu
Ag
Au
ir
Zn
Cd
Hg
ni'
Qa
In
Tl
IV
С
Si
Qe
Sn
Pb
V
N
P
As
Sb
Bi
VI
0
s
Se
Те
Po
VII
F
Cl
Br
I
At
* Для сокращения инертные газы и редкоземельные элементы, за исключением лантана, вылущены. Следующие
химические символы требуют пояснения: Тс —технеций, At — астатин, Fa — франций.

Таблица 7а
1ИСЛЕННЫЕ ЗНАЧЕНИЯ ХАРАКТЕРИСТИЧЕСКОЙ ВЕЛИЧИНЫ Ujp^6, '
РАСПОЛОЖЕННЫЕ В ФОРМЕ ПЕРИОДИЧЕСКОЙ ТАБЛИЦЫ ДЛЯ ТОПЛИВ, СОСТОЯЩИХ ИЗ МОНООКИСИ ФТОРА
И МЕТИЛЬНЫХ СОЕДИНЕНИЙ СООТВЕТСТВУЮЩИХ ЭЛЕМЕНТОВ.
ч Группа
Период \^
1
2
3
4
5
6
3
3
3
3
I
,78
,93
,66
!37
4
3
3
3
3
II
,05
,96
,92
,85
,81
И
4,
3,
4,
I
00
99
05
IV
. 3,75
3,92
3,99
4,04
4,09
4,08
V
3
3
VI'
,89
,87
VII'
vnr
3,86
3,84
3
3
V
,68
,54
3
3
3
П'
,85
,75
,65
ИГ
3,88
3,83
3,67
3
3
3
3
3
IV
,75
,92
,89
,84
,76
3
3
3
3
V
,84
,77
,77
,73
VI
3,68
3,66
3,85
VII
Таблица 76
ЧИСЛЕННЫЕ ЗНАЧЕНИЯ ХАРАКТЕРИСТИЧЕСКОЙ ВЕЛИЧИНЫ Ну рр'25,
РАСПОЛОЖЕННЫЕ В ФОРМЕ ПЕРИОДИЧЕСКОЙ, ТАБЛИЦЫ ДЛЯ ТОПЛИВ, СОСТОЯЩИХ ИЗ МОНООКИСИ ФТОРА
И МЕТИЛЬНЫХ СОЕДИНЕНИЙ СООТВЕТСТВУЮЩИХ ЭЛЕМЕНТОВ
\Группа
Период X
1
2
3
4
5
6
3
3
3
3
I
,54
,67
,41
,20
3
3
3
3
3
и
,70
,61
,58
,42
,29
3
3
3
Ш
,64
,62
,50
3
3
3
3
3
3
IV
,41
,59
,59
,59
,50
,44
V
3
3
VI'
,47
,46
VII'
3,39
VIII'
3,37
3
2
,10
,84
3
3
2
IV
,37
,18
,94
3
3
2
ИГ
,44
,33
,76
3
3
3
3
3
IV
,41
,59
,47
,37
,02
3
3
3
3
V
,49
,39
,27
,11
3
3
3
VI
,36
,30
,42
]
VII

Применение различных топлив 101
й так как увеличившийся спрос едва ли вызовет значительное
уменьшение их стоимости, можно смело исключить эти
элементы из дальнейшего рассмотрения. Остальные эффективные
элементы-горючие, за исключением водорода и лития, дают
топлива примерно одинаковой общей плотности, так что ни
одно из них не обладает какими-либо особыми
преимуществами для использования их в течение первой части периода
горения.
Использование на второй и третьей ступенях менее
эффективного топлива должно вести к соответствующему
увеличению размера каждой ступени. В результате, даже
незначительное ухудшение эффективности топлива, использованного в
этой части ракеты, вызовет значительное увеличение общего
размера и веса ракеты. Следовательно, рри выборе топлив
для этих целей нужно скорее учитывать эффективность
топлива, чем его стоимость. Так как наиболее существенным
критерием эффективности топлива, предназначенного для
использования в последней части периода горения или во
второй и более высоких ступенях многоступенчатой ракеты,
является скорость истечения струи, то следует рассматривать
оставшиеся элементы эффективной группы топлив с точки
зрения этих свойств.
Численные значения скорости истечения струи,
представленные в табл. 5, показывают, что среди приведенных в
таблице элементов нет таких, которые обладали бы большими
преимуществами. Однако, если попытаться оценить
температуру реакции, необходимую для получения вычисленного
значения скорости истечения струи, то окажется, что наиболее тл-
желые элементы должны иметь значительно более высокую
температуру реакции, чем первые элементы ряда. Учитывая
влияние диссоциации при высокой температуре на скорость
истечения струи, можно ожидать, что для более тяжелых
элементов потери от диссоциации окажутся более
значительными, чем для легких элементов этой группы. Отсюда можно
заключить, что с точки зрения большей эффективности
наиболее приемлемыми элементами для топлив являются водород,
литий, бериллий и бор. Подобный же результат может быть
получен при рассмотрении значений эффективной теплоты
образования соединений, представленных в табл. 2а и 26.
Данные для окиси бериллия (табл. 2а), повидимому,
показывают, что бериллий не является очень хорошим топливом
при использовании его с кислородом. Однако это не совсем
верно, ибо температура конденсации окиси бериллия настолько
велика, что большая ее часть, вероятно, сконденсируется
в виде мелкодисперсного твердого вещества, или, по
крайней мере, в виде мелкодисперсной жидкости в сопле, вслед-

102 Леонард
ствие чего большая часть теплоты конденсации будет
использована для создания скорости истечения струи. Принимая
в расчет это обстоятельство, можно ожидать, что все четыре
элемента будут весьма эффективными при использовании
их как со фтором, так и с кислородом. Рассмотрение свойств
этих элементов с точки зрения использования их в ракете
в жидком состоянии приводит к выводу, что решение этой
задачи маловероятно. Бор и водород могут вступать в
соединение с образованием гидридов, но лишь немногие из них
являются жидкостями при приемлемых температурах. Водород
может быть превращен в жидкость путем охлаждения до
чрезвычайно низких температур, но его плотность даже в
таком состоянии настолько незначительна, что пределы его
применения остаются довольно ограниченными. Литий может
быть превращен в жидкость путем его нагревания до
температуры, превышающей точку его плавления A86°С). Водород
может соединяться с азотом с образованием гидразина или
аммиака. Гидразин, вследствие отрицательного значения
теплоты образования, будет обладать, повидимому, более
эффективными свойствами, чем аммиак. Бериллий и бор могут
быть мелко распылены и присутствовать в виде взвеси в
гидразине или углеводороде. При этом для предотвращения
оседания может быть приготовлен сплав из лития и
бериллия, лития и бора или из всех трех элементов с тем, чтобы
сплав имел плотность, равную плотности гидразина. Если
взвесь такого сплава не будет оседать или вступать в
реакцию с гидразином, ее можно с успехом использовать в ракете.
Хотя литий, бериллий и бор являются относительно редкими
элементами, повидимому, в будущем удастся получить их в
количестве, достаточном для использования в качестве горючего
для любой ракеты, посылаемой на луну или ближайшие
планеты.
Другими видами высокопроизводительных топлив, не
рассмотренными в настоящей статье вследствие отсутствия
данных, являются моноокись фтора и углеводороды
парафинового или этиленового ряда. Свойства этих соединений весьма
близки к свойствам моноокиси фтора и гидразина.
Заключение
На основании приведенного материала можно
сформулировать следующие выводы:
1. Из всех химических элементов кислород и фтор
являются лучшими окислителями, причем фтор дает несколько
лучшие показатели, чем кислород. При использовании
кислорода температура реакции обычно оказывается более низкой.

Применение различных топлив 103
2. Наиболее эффективным жидким окислителем является
моноокись фтора. За ней по порядку следуют жидкие: фтор,
трехфтористый азот, озон и смесь жидкого озона и кислорода.
3. Наиболее эффективными элементами для горючих можно
считать водород, литий, бериллий и бор. За ними
непосредственно следуют магний, алюминий и кремний.
4. Наиболее эффективными жидкими горючими средней
плотности можно считать гидриды бора. За ними следуют
расплавленный литий и гидразин.
5. В качестве сложных топлив достаточно большой общей
плотности, которые, как можно предполагать, дадут
наибольшую скорость истечения струи, можно использовать моноокись
фтора в смеси с бериллием и гидразином или гидридами бора.
ЛИТЕРАТУРА
1. Bichowski F. R., Rossini F. D., The Thermochemistry of
Chemical Substances. New York, Reinhold Publishing Cor. A936).
2. Hodgman Ch. D. M. S., Handbook of Chemistry and, Physics, 28-th
ed., Chem. Rubber Publ., Cleveland, Ohio A944).
3. Lange N. A., Lange's Handbook of Chemistry. 5-th ed., Ohio, Inc.,
Sandusky A944).
4. Perry J. H., Chemical Engineers Handbook, 2nd ed., New York,
Mcuraw Hill Book Сотр., Inc. 1941 (есть русский перевод).
5. Thome P. С. Z., Roberts E. R., Inorganic Chemistry. Edinburg,
Scotland, Oliver and Boyd Ltd. A945).

РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ НА КИСЛОТНО-АНИЛИНОВОМ ТОПЛИВЕ
В. Берггрен, /С. Росс, Р. Янг, С. Гаук
(W. Berggren, С. Ross, R. Young, С. Hawk, .The Acid-aniline Rocket Engine" Journal of the
American Rocket Society, No. 73, 17-3J, 1948.)
Аннотация
В статье показано большое значение плотности
ракетных топлив путем сравнения размеров и дальности полета
некоторых аппаратов с ракетными двигателями, окислителями,
в которых соответственно служат азотная кислота и жидкий
кислород. В статье рассмотрены также вопросы конструкции
и эксплоатации отдельных узлов ракетного двигателя,
кроме камеры сгорания.
Обозначения
В статье приняты следующие обозначения:
c=glsp —эффективная скорость истечения, м/сек.
F — тяга, кг.
g — ускорение силы тяжести, м/сек2.
la = slsp — импульс плотности, сек.
с*
Isp= ^— — удельный импульс, сек.
рс — давление в камере сгорания, атм.
R — дальность полета, км,
ф s — удельный вес топливной смеси.
W—общий вес топлива, кг»
w — расход топлива, кг/сек.
Ракеты отличаются от других аппаратов с реактивной
тягой тем, что они не зависят от атмосферного кислорода.
Ракетный двигатель несет с собой одновременно и окислитель
и горючее, комбинация которых составляет топливо ракеты.
Такие соединения, как перекись водорода и нитрометан,
разлагающиеся с выделением тепла, известны под названием
унитарных топлив. В случае твердых топлив горючее и
окислитель смешаны заранее. Название „гипергольное топливо"
немецкого происхождения; оно применяется к
самовоспламеняющимся топливным смесям. Смеси „азотная кислота" * —
анилин и азотная кислота — фурфуриловый спирт являются
гипергольными топливными смесями.
Эффективность топливной системы в создании тяги
измеряется удельным импульсом Isp9 который является тягой, выра-
* „Азотная кислота*—красная дымящая азотная кислота с
содержанием от 6 до 14°/о NO3.

Ракетные двигатели на кислотно-анилиновом топливе
105
ценной в кг, при расходе топлива 1 кг/сек. Таким образом
удельный импульс выражается в секундах, и при умножении
его на ускорение силы тяжести получается эффективная
скорость истечения ракеты:
Msp w
A)
*=SV B)
Теоретическое значение тяги и скорости истечения для
обычных топливных систем при давлении в камере сгорания,,
равном 21 ата на уровне моря*, даны в табл. 1.
^У Таблица 1
ТЕОРЕТИЧЕСКОЕ ЗНАЧЕНИЕ УДЕЛЬНОГО
ИМПУЛЬСА, ЭФФЕКТИВНОЙ СКОРОСТИ
ИСТЕЧЕНИЯ И УДЕЛЬНОГО ВЕСА ТОПЛИВНОЙ
СМЕСИ ДЛЯ рс=>
lsp> сек
с, л/сек
Уд. вес
21 атпа (на уровне ;
Кислород —
бензин
242
2370
0,98
Азотная
кислота —
анилин
221
2160
1,39
моря)
Перекись
водорода
146
1415
1,14
Было проведено широкое обследование для отбора таких
комбинаций веществ, свойства которых давали основание для
опытов по определению пригодности их в качестве ракетных
топлив [7, 8]. Системы, являющиеся наиболее обещающими
с теоретической точки зрения, как правило, отличаются
высокой температурой реакции (выше 2200°С); часто возникают
и другие сложные проблемы. Для хорошо изученных
топливных смесей, подобных перечисленным в табл. 1,
экспериментальное значение удельного импульса составляет 85—90%
теоретически вычисленного значения.
Преимущества, связанные с высокой плотностью системы
кислота—анилин
Азотная кислота, помимо способности ее к
самовоспламенению с анилином и фурфуриловым спиртом, обладает
плотностью, приблизительно на 40% превышающей плотность
* Тяга ракеты возрастает с высотой, благодаря уменьшению
противодавления на сопло. Тяга в вакууме превышает тягу на уровне моря
приблизительно на 159*.

106 Берггрен, Росс, Янг и Гаук
жидкого кислорода. Следовательно, там, где объем баков
составляет значительную величину, выигрыш в 10%
удельного импульса при применении кислорода, при применении
смеси азотной кислоты с анилином перекрывается за счет
уменьшения веса конструкции и размера аппарата. Влияние
плотности обнаруживается в большей степени, если аппарат,
движимый реактивной тягой, удовлетворяет следующим
условиям:
1. Размер и вес аппарата определяются главным образом
размерами и весом топливных баков.
2. Основная затрата тягового усилия приходится на
лобовое сопротивление, а не на преодоление сил инерции.
3. Применение крыльев для подъема и маневрирования
оказывает лишь небольшое влияние на общее лобовое
сопротивление.
В качестве примера для сравнения будет приведен расчет
ракетного аппарата, работающего на топливной смеси
азотная кислота—анилин и жидкий кислород—бензин.
Отношения массы окислителя к горючему равны соответственно
3 и 2,5, а средние удельные веса этих систем—1,39 и 0,98.
Примем также следующие дополнительные условия:
4. Вес топлива в случае смеси кислород—бензин
составляет % общего веса двигателя. Для смеси кислота—анилин
эта величина достигает %, если допустить, что отношение
объема горючего к общему объему ракеты постоянно.
5. Во время горизонтального полета при числе Маха,
равном 1,5, все топливо расходуется на преодоление
лобового сопротивления.
6. Сравнения сделаны для трех различных вариантов:
а) Данный аппарат первый раз полностью загружен
относительно легкой смесью жидкого кислорода и бензина, а
второй раз—более тяжелой смесью кислоты и анилина.
Сравнивается дальность полета в обоих случаях.
б) Постоянной величиной является общий вес. Дальность
полета сравнивается для двух геометрически подобных
аппаратов, несущих два рассматриваемых типа топлива, причем
общие размеры определяются в соответствии с
допущением 4.
в) Постоянной величиной является радиус полета. В этом
случае сравниваются размер и вес ракеты для обеих
комбинаций топлива, причем принимается, что геометрические
формы аппаратов одни и те же.
Расчеты будут произведены в соответствии с условиями,
указанными в пп. (а), (б) и (в).
Сравнение дальности полета для равных объемов
топливной смеси непосредственно получается из сопоставления

Ракетные двигатели на кислотно-анилиновом топливе 107
произведения • удельной тяги на удельную плотность для
каждой топливной смеси; при этом принимается, что
увеличение лобового сопротивления за счет установки крыльев
для более тяжелых топлив составляет 5%. Это допущение,
повидимому, оправдывается, если принять во внимание
относительно небольшую величину крыльев и малые углы
атаки, применяемые при сверхзвуковом полете. В
соответствии с этим, ракетный двигатель, работающий на смеси
кислота—анилин, для поддержания той же скорости должен
иметь тягу, на 5% большую, чем в случае смеси бензин-
кислород.
Если при постоянной скорости тяга расходуется
исключительно на преодоление лобового сопротивления, то при
данной скорости требуется тяга, равная лобовому
сопротивлению аппарата. Отсюда следует, что дальность полета
прямо пропорциональна общему весу топлива и удельному
импульсу и обратно пропорциональна требуемой тяге.
Для сравнения радиусов действия аппаратов, работающих
на двух топливных смесях, находим:
ъ* C)
Подставляя цифровые значения в уравнение C), получаем:
#2_Ь39 221 1 _ Л ПЛ
Rt~ 0,98' 242* 0,05~~ 1>Z4*
Выводи:
а) При равных объемах топливная система кислота—анилин
превосходит систему жидкий кислород — бензин в дальности
полета на 24%.
Применяя уравнение C) для случая аппаратов с равными
весами ** и для случая равной дальности полетов, находим,
что:
б) При одинаковом общем весе система кислота — анилин
дает дальность полета на 11% больше и требует на 21%
меньший объем баков.
в) При данном радиусе действия кислотно-анилиновая
смесь позволяет уменьшить объем баков на 35% и сократить
вес на 18%.
Сопоставляя эти выводы со сделанными допущениями,
можно определить класс ракетных аппаратов, к которым они
могут быть применены.
* Это произведение известно как ld— импульс плотности.
** В соответствии с условием 4 это означает, что вес топливной смеси
кислота—анилин больше на V*

103
Берггрен, Росс, Янг и Гаук
Детали ракетного двигателя
Ряд деталей жидкостного ракетного двигателя (камера
сгорания, форсунки и охладительная система) был рассмотрен
в ранее опубликованных статьях [3, 4, 5, 6]. Здесь
рассматриваются: система питания топливом, вентили и регуляторы.
Различают два главных способа питания топливом:
а) с помощью инертного газа высокого давления,
б) посредством высокоскоростных центробежных насосов,
приводимых в действие газовой турбиной (газ для которой
получается из ракетного топлива).
40
I
35
30
2$
20
S к
1
ч
s
ч
ч
ч
Область п\
И
L
Область применения подачи
с помощью инертного газа
вменения подач
асосами
1
»•«
>¦«.
¦¦ч
2 . 3 4 5 6 7 8 9Ю 15 20
0.9 1.35 J.8 2.2b 3.15 4 05 6.7b 9
Тяга
30 40 SO 60 7080 (ppm
18 21*21^ 36kz
Рис. 1. Диаграмма для определения системы подачи
топлива в зависимости от тяги и времени полета.
Такая система применялась в Германии в ракете V-2 и в
самолете МЕ-163. В США этот тип двигателя известен как
турборакетный двигатель.
На выбор системы подачи топлива влияет в первую
очередь вес, а во вторую—сравнительная сложность и высокая
стоимость турбонасосной системы. Уже в течение долгого
времени турборакета обладает определенным преимуществом
перед системой с давлением. На рис. 1 показана линия,
разделяющая области применения обеих систем в зависимости от
необходимой тяги и времени полета при одинаковом весе
двигателя.
Система питания под давлением. Для двигателей, в
которых подача топлива осуществляется газом высокого давления,
топливные баки должны выдерживать давление в 30—35 ата.
В аппаратах, рассчитанных на большую длительность полета,
вес баков составляет поэтому уже заметную часть общего

Ракетные двигатели на кислотно-анилиновом топливе
109
веса аппарата, равно как и вес баллонов для сжатого газа.
Большим преимуществом такой системы является ее
простота.
В настоящее время имеется два основных типа двигателей
с системой питания топливом под давлением газа—так
называемая система однократного действия, применяемая в
аппаратах без регулирования расхода топлива, и система
пульсирующей подачи, применяемая в аппаратах с регулировкой
подачи топлива и во вспомогательных стартовых ракетах.
Система однократного действия
представляет собой наиболее
простой ракетный двигатель,
состоящий только из основных
элементов. На рис. 2 дана схема такого
двигателя. Он состоит из: а)
собственно ракетного двигателя, б)
разрывной диафрагмы на топливной
линии, в) фильтров, г) топливных)
баков, д) баллонов для сжатого
газа, е) регулятора давления и
редукционного вентиля, ж)
пускового механизма и з) контрольных
клапанов на линии давления. В
типовом кислотно-анилиновом
аппарате имеется регенеративное
охлаждение камеры сгорания топливом,
а рабочее давление в камере
составляет 21 ата. Необходимое дав- Рис# 2. Ракетный двигатель
ление в топливных баках поддер- однократного действия,
живается на уровне 29—31 ата, а ;-ШнуР, 2-баллон со сжатым возду-
начальное давление в баллонах с ^t^^^^
СЖаТЫМ ГаЗОМ раВНО 140 — 210 ата. слитель, 0-камера двигателя, охлажда-
Д б емая ^ХП^"8""
Давление вытекающего из балло-
на газа уменьшается и
поддерживается на определенном уровне давления подачи
посредством регулятора. Запуск двигателя производится путем
механического включения регулятора, открывающего доступ
газа к топливным бакам. Как только давление в баках
поднимается, диафрагма на топливных линиях подачи
разрывается (приблизительно при 7 ата) и топливо начинает
поступать через форсунку в камеру сгорания. Воспламенение
происходит самопроизвольно в момент соприкосновения
горючего с окислителем, и двигатель набирает тягу менее чем
в одну секунду. Будучи запущен, аппарат не может быть
остановлен, пока не израсходуется один или оба компонента.
Система может быть запущена вновь после смены диафраг-

по
Берггрен, Росс, Янг и Гаук
мы регулятора и повторной загрузки топлива и баллонов
сжатого газа.
Система питания топливом под давлением сжатого газа
получила наибольшее распространение во вспомогательных
Рис. 3. Ракетный двигатель с повторной подачей.
/—баллон со сжатым воздухом, 2—воздушный фильтр, 5—соленоидный
клапан, ^-контрольный клапан, 5—окислитель, 6-камера двигателя,
охлаждаемая жидким горючим, 7—контрольный клапан подачи топлива,
S—ограничитель, 0—маслоотделитель, 10—фильтр, //—горючее, 12—
вентиль на линии давления, 13—регулятор давления.
стартовых ракетах. В этом случае применяется система
повторной подачи. Схематический чертеж такого двигателя дан
на рис. 3. По конструкции он сходен с двигателем
однократного действия, за исключением так называемого „топливного
контрольного клапана", который ставится вместо разрывной
диафрагмы. Этот клапан гидравлического действия и рабо-

Ракетные двигатели на кислотно-анилиновом топливе 111
тает как запорный и пусковой контрольный клапан.
Двигатель может запускаться и останавливаться по желанию путем
открывания и закрывания контрольного топливного клапана,
пока топливные баки находятся под давлением. Двигатель
развивает полную тягу приблизительно за 1,5 сек.
постанавливается (нулевая тяга) за 0,5 сек. с момента перекрывания
клапана.
Работа с перерывами предъявляет жесткие требования к
ракетному двигателю, поскольку движение топлива в
охлаждающей рубашке имеет противоположное направление
потоку его через контрольный клапан и внутренние стенки
камеры сгорания подвергаются воздействию полного
давления питания в условиях высоких температур. Такие условия
требуют специального усиления конструкции с целью
предотвращения деформации стенок камеры. Режим эксплоатации
двигателя остается таким же, как и в системе однократного
действия.
Турборакета. Если компоненты топлива подаются
турбонасосом, то баки поддерживают под небольшим давлением,
которое создают с целью устранения кавитации в насосах.
Проектная скорость турбонасосной системы лимитируется
только высотой всасывания. Принимая во внимание это
ограничение, а также предел прочности материалов, скорость
всасывания должна быть по возможности высокой при
одновременном сохранении легкого веса и компактности
конструкции.
В общем случае применяются одноступенчатые
центробежные насосы, причем газовая турбина монтируется между
насосом для окислителя и насосом для горючего, на одном
валу с ними. Рабочий газ для турбины получается при
химической реакции разложения перекиси водорода на пар и
кислород или при реакции горения основного топлива в
специальной камере. В первом случае продукты разложения
направляются непосредственно в турбину, поскольку они
имеют температуру порядка 480—600°С. Во втором случае
отходящий газ должен быть разбавлен водяным паром или
избытком окислителя, чтобы температура его находилась в
безопасных пределах и не превышала 800°С. В случае
кислотно-анилиновой системы разбавителем может служить вода
с антифризом. Схематический чертеж газовой турбины с
вспомогательным источником газа показан на рис. 4.
Тяга двигателя изменяется путем регулирования режима
работы парогазогенератора и связанного с этим напора
топливной смеси. Турбины, приводимые в движение
химическими продуктами разложения и работающие как в качестве

112
Берггрен, Росс, Я иг и Гаук
вспомогательного, так и самостоятельного двигателя, отличают-
ся сравнительной простотой и надежностью в работе. Турбина
потребляет приблизительно 1—2% общего расхода топлива,
Рис. 4. Газовая турбина с вспомогательным источником газа.
/—баллон со сжатым воздухом, 2—регулятор давления воздуха, 3—клапан на линии давления,
4— перекись водорода, 5—окислитель, б—турбина, 7—насос для окислителя, Я-маслоотделитель,
9—ограничитель, 10— контрольный клапан подачи топлива, //—камера двигателя, охлаждаемая
жидким горючим, /2—контрольный клапан, 13—нжсос для горючего, 74—генератор пара,
15—вентиль, управляющий подачей перекиси водорода, 16—горючее, 17—регулятор воздуха низкого
давления, 18—соленоидный клапан.

Ракетные двигатели на кислотно-анилиновом топливе ИЗ
который достигает от И до 14 кг на лошадиную силу
в час. Турбины обычно бывают активного типа, одно- или
двухступенчатые, как на V-2, или возвратного действия, как
в двигателе Вальтера на истребителе-перехватчике ME-163.
Германская ракета V-2 оборудована типичной газовой
турбиной вспомогательного типа. Парогазогенераторная
система полностью обособлена и состоит из бака для перекиси
водорода, бака с катализатором, баллонов сжатого азота,
регулятора давления, контрольных вентилей для перекиси
водорода и катализатора и камеры разложения.
Другие системы питания. Если ракетный двигатель
применяется в качестве дополнительной силовой установки,
например для облегчения отрыва самолета от земли, то для
приведения турбонасосной системы в действие имеется
возможность пользоваться воздухом от компрессора (или
турбореактивного двигателя) или выхлопными газами (от
поршневого мотора). Недостаток последнего метода состоит в
зависимости его работы от другого двигателя.
Клапаны и регулировка
Одним из наиболее суицестьенных ьоиросов при
разработке конструкции жидкостного ракетного двигателя является
выбор системы клапанов и регулирования. Физические и
химические свойства материалов, которые желательны для
обеспечения удовлетворительной работы ракетной установки,
противоположны тем, которые можно было бы выбрать, есЛи
иметь в виду простоту обращения и безопасность работы.
В системе, показанной на рис. 3, основными элементами
регулирования являются: а) пусковые приспособления,
б) устройства для регулирования давления в топливных баках и
в) для регулирования подачи топлива во время пускового и
рабочего периода. Пуск системы производится включением
электромагнитного клапана, который одновременно включает
давление на линию управления и установленный на ней
регулирующий клапан.
В большинстве современных ракет электромагнитный
клапан обслуживает главным образом линию управления.
Используемый таким образом стандартный клапан небольшой
мощности вполне пригоден для управления системой,
располагающей большим диапазоном тяги или потока топлива.
Если от данной системы не требуется, чтобы она имела
минимальный вес, то обычно бывает экономично
проектировать электромагнитные клапаны прямого управления больших
размеров. В большинстве случаев электромагнитный клапан
в-295

114
Берггрен, Росс, Я иг и Гаук
\|
4
Дав.
1
ч<
кние
^Давление
^ регу/
wmope
в т
душ*-
ом 6а
\е Рт
может быть выполнен примерно таких же размеров, как
обычный клапан гидравлических систем, устанавливаемых на
самолетах. Единственным специальным требованием к такого
рода клапанам является его герметичность при работе с
воздухом высокого давления.
Регудятор давления. Для поддержания постоянного
давления в топливном баке и для регулирования давления
подачи топлива необходимо пользоваться регулирующим
клапаном, который
поддерживает постоянное давление
на выходе, так как давление
воздуха в баке в процессе
работы падает от большой
начальной величины до
некоторого среднего
значения. При поддерживании
постоянного давления топ-
время лива создается постоянный
Рис. 5. Зависимость давления в топлив- поток последнего, а следо-
ном баке и давления после регулятора вательно— и постоянная тя-
от продолжительности горения. га во время горения.
На рйс. 5 показаны
кривые давления в топливном баке и давления после
регулятора в зависимости от времени для типичного процесса
горения. В идеальном случае кривая „давление
регулятора — время" представляет собой прямую линию. На
практике, однако, большинство регуляторов дает некоторые
колебания давления, поскольку давление на выходе
изменяется в определенных пределах. Для обычных ракетных
двигателей с подачей топлива под давлением газа это
отношение составляет не менее 4:1.
Имеется два пути для предотвращения больших
колебаний давления после регулятора, а именно: а) установка
регулирующих клапанов с очень большой рабочей площадью
диафрагмы или поршня и применение очень длинных
пружин с низкой постоянной растяжения и б) применение
двухступенчатых регуляторов, благодаря которым давление
распределяется таким образом, что регулятор второй ступени
подвергается лишь незначительным колебаниям давления на входе.
В воздушно-реактивном регуляторе колебания давления
устраняются специальным компенсирующим приспособлением.
С целью уменьшения размера и веса и упрощения
конструкции в этом регуляторе применяется компенсирующей поршень,,
соединенный механически со стержнем клапана, который
помещен на входе в камеру. Этот компенсирующий поршень

Ракетные двигатели на кислотно-анилиновом топливе 115
имеет небольшой эксцентриситет по отношению к проходному
отверстию. Благодаря этому при подъеме клапана во время
нормальной работы неуравновешенная сила пропорциональна
уменьшению натяжения пружины. Если ось регулятора
уравновешена так, что на нее не влияют колебания давления на
входе, то давление на выходе будет падать. Это падение
почти целиком происходит за счет уменьшения натяжения
пружиной по сравнению с начальной величиной. Падение
давления на выходе может быть до некоторой степени
уменьшено применением очень длинной пружины с
соответственно низкой постоянной. Однако, используя падение
давления на входе для уравновешивания изменения нагрузки на
пружину, можно поддерживать приблизительно постоянное
давление на выходе. ^
Контрольный клапан. В целях предотвращения
смешивания паров, необходимо принять меры для отделения линий
подачи воздуха к различным топливным бакам.
Обычно это выполняется при помощи контрольных
клапанов. Большинство контрольных клапанов жидкостных
ракетных двигателей сходны по конструкции со стандартными
гидравлическими моделями. С успехом могут применяться
также конструкции стержневого шарнирного запорного
клапана. Для стендовых установок запорные клапаны не
обязательны, но для установок, которые передвигаются или
хранятся загруженные топливом, должны применяться запорные
клапаны. Высокое давление паров окислителей кислотного
типа может быть причиной проникновения паров кислоты в
воздушные линии. Во время запуска эти кислотные пары
могут попасть в топливный бак и вызвать там небольшой
взрыв. В большинстве случаев небольшие количества паров
кислоты не могут быть опасными, но при взаимодействии
их с топливом иногда может образоваться осадок,
забивающий фильтр.
Главная проблема, связанная с конструкцией контрольного
клапана, состоит в обеспечении его безотказного действия.
Это привело к различным конструкциям клапанов,
обеспечивающим полное отсутствие утечки, к использованию
нержавеющей стали для гнезд, тела клапанов, пружин и других
деталей, чтобы предотвратить „отказ" клапана в результате
коррозии. Обыкновенный тарельчатый клапан является
наиболее трудным типом клапана для смазки, вследствие
высушивания или сдувания смазки высокоскоростным потоком
воздуха. Кроме того, наличие в нем узких зазоров приводит
к опасности отложения частичек грязи или осадков,
проходящих через клапан. По этой причине в жидкостно-реактив-

116
Берггрек, Росс, Я иг и Fay к
ной системе могут применяться только тщательно
рассчитанные и прошедшие испытания клапаны, способные нормально
работать при повторной эксплоатации на протяжении
значительного времени.
Контрольный клапан шарнирного типа имеет ряд
преимуществ перед тарельчатым клапаном, а именно — он свободен
от опасности заедания из-за отложений грязи, а также
характеризуется исключительно низкой потерей давления.
Однако его крупным недостатком является то, что материалы,
служащие для полного устранения утечки, должны быть
резиноподобными и соответственно оказываются по своим
физическим свойствам непригодными для работы при низкой
температуре. Этим требованиям не удовлетворяют и пласти-
чес^е материалы, которые в настоящее время могут
применяться с большинством сильных окислителей. Второй, и
до некоторой степени решающий, недостаток состоит в
неспособности такой системы противостоять большому обратному
давлению. В установках, рассчитанных на высокое ускорение,
применение шарнирного контрольного клапана связано с
трудностями. Поэтому в большинстве систем, предъявляющих
жесткие требования к работе контрольного клапана,
применяется клапан тарельчатого типа.
В некоторых системах применение двух управляемых
клапанов на линии давления устраняет необходимость в
контрольных клапанах. Эта схема обычно придает системе
несколько большую управляемость за счет одновременного
возрастания веса, стоимости, сложности и занимаемого объема.
Для большинства установок, однако, указанные недостатки
широко окупаются повышенной управляемостью.
Топливный контрольный клапан. Функция топливного
контрольного клапана состоит в пуске, выключении и
регулировании потока топлива,
направляемого в камеру
сгорания во время
запуска. Во всех ракетных
двигателях, зажигаемых в
горизонтальном
положении, большое скопление
топлива в камере
сгорания может привести к
сильному взрыву.
Это—главная причина,
ВСЛеДСТВИе КОТОРОЙ ТОП-
WOH
открыт
^полностью
Тяга
Рис. 6. Перепад давления при
прохождении топлива через контрольный клапан,
обеспечивающий плавное нарастание
тяги.
ливный контрольный клапан должен регулировать начальный
поток в процессе запуска. Кривая на рис. 6 показывает степень

Ракетные двигатели на кислотно-анилиновом топливе
117
дросселирования или падения давления при прохождении
топлива через типичный топливный контрольный клапан,
обеспечивающую постепенное и гладкое нарастание тяги,
рис. 7 позволяет определить изменение расхода топлива и
величины тяги в зависимости от положения клапана и от
момента времени для типовой установки. На рис. 8 представлен
Клапан открыт
о.
Тольнс
расход
^
у
у'
-Только тяга
i
полностью
Посп
ра
ОЯННЬШ
сход
Время
Время необходимое для заполнения
форсунки смешения и зажигания
окислителя
Рис. 7. Изменение расхода и величины Рис. 8. Схема контрольного кла-
тяги в зависимости от положения кла- пана для двухкомпонентного то-
пана и от времени. плива.
схематический чертеж типичного койтрольного клапана для
двухкомпонентного топлива.
Хотя различные двухкомпонентные составы имеют
различные пусковые характеристики, главные условия
регулирования остаются примерно одинаковыми, а именно:
а) Начальный поток должен заполнять объем нисходящей
линии и форсунки, и оба компонента топлива должны
поступать приблизительно одновременно.
б) Дросселирование потока должно поддерживаться в
течение периода времени, потребного для смешивания компонентов
топлива и для зажигания.
в) После зажигания поток топлива должен быть
переведен на эксплоатационное давление с такой скоростью, как
это позволяют требования безопасного регулирования и
прочность конструкции.
В системе должны быть предусмотрены средства для
дросселирования действующего на клапан потока, чтобы
контрольный топливный кран мог открываться с
относительно равномерной и регулируемой скоростью. В большинстве
установок рабочим телом является жидкое топливо или
стандартное гидравлическое масло. Применение жидкости в
системе, приводящей в действие клапан, необходимо ввиду
неверной и прерывистой работы, присущей пневматическим
цилиндрам.
На рис. 3 показана простая схема для приведения в
действие топливного клапана с помощью небольшой закрытой

118 Берггрен, Росс, Инг и Гаук
гидравлической системы. Так называемый аккумулятор
содержит резервуар с гидравлическим маслом, отделенный от
воздушной линии резиновой мембраной. Когда воздух
выдавливает гидравлическое масло из резервуара, оно
проходит через диафрагму, отверстие которой может быть
отрегулировано так, чтобы давать некоторую задержку, и
затем к цилиндру, приводящему в действие топливный
клапан. Чтобы получить более резкое уменьшение тяги, когда
система выключена, гидравлическое масло возвращается через
контрольный клапан к аккумулятору, когда топливный кран
закрывается. Время выключения обычно составляет менее
0,5 сек.
Регулирование турборакеты
Если компоненты топлива подаются в камеру сгорания
турбонасосом, то вес двигателя ракеты может быть меньше
веса соответствующей системы, питаемой под давлением,
если только продолжительность действия' или импульс
превосходят критическую величину (см. рис. 1). Однако
переключение на турборакетную систему обычно ухудшает
управление и приводит к более сложной конструкции.
Рис. 4 изображает наиболее простую двухкомпонентную
турборакетную систему. Турбина приводится в движение
парогазогенератором, работающим на перекиси водорода,
причем вся система в целом имеет следующие преимущества:
а) она относительно стабильна, поскольку отдаваемая
мощность турбины регулируется контрольным клапаном потока;
б) контрольный клапан может применяться для изменения
тяги как в период пуска, так и в рабочий период; в) турбина
может приводиться в действие путем впуска перекиси
водорода в парогазогенератор. Все части этой системы идентичны
или, по крайней мере, подобны рассмотренным ранее, за
исключением контрольного клапана потока.
Контрольный клапан потока. Контрольный клапан потока
представляет собой регулятор давления, который
поддерживает постоянную разность давле-
ний с помощью диафрагмы с отвер-
стием переменного сечения. На
рис. 9 представлен схематический
чеРтеж кладана. В большинстве
конструкций меняющееся сечение
Рис. 9. Схема контрольного Диафрагмы представляет собой уз-
клапана потока. кую прорезь, которая
увеличивается или уменьшается при
вращении. Прямоугольная прорезь имеет, следовательно, почти

Ракетные двигатели на кислотно-анилиновом топливе
119
постоянный коэфициент расхода, так что изменение потока
находится в линейной зависимости от площади сечения
диафрагмы в довольно широком диапазоне. На рис. 10 и 11
представлены типичные кривые, показывающие влияние изменения
давления на входе и положения диафрагмы на расход.
Имеется много вариантов турборакетной системы,
показанной на рис. 4. Некоторые системы имеют газогенераторы,
работающие на том же топливе, которое применяется в качестве
основной топливной смеси. Такие системы обычно требуют
регулирования топлива, окислителя и разбавителя (или охладителя)
о
ч
О
CS
о.
1
//
а//
у
У
/
/
/
Давление лодачи Р\
Рис. 10. Влияние изменения давления на
входе на расход.
Диаметр отверстия диафрагмы
Рис. 11. Влияние изменения
величины отверстия
диафрагмы на расход.
в пускаемом в генератор газе. На практике обычно
пользуются отдельными контрольными клапанами для каждого
компонента топлива.
Если в каждую из описанных выше систем топливо
подается в газогенератор под давлением газа, опасность от
возможных перебоев невелика. Единственным условием
постоянства работы обычно является требование, чтобы не
превышалась некоторая предельная скорость, во избежание
разрушения турбонасосной системы, в случае разрыва топливной
линии системы высокого давления. Возникающая в результате
этого потеря напора в топливной линии может, повидимому,
привести к образованию разрушающих нагрузок от
чрезмерного превышения скорости, пока не будет приостановлена
подача топлива в газогенератор.
Другие способы регулирования турбулентного потока.
В турборакетных системах, в которых не применяются
контрольные клапаны потока, снятие мощности от газогенератора
уравновешивается мощностью, отбираемой от турбины в
результате применения: а) автоматических байпассных
клапанов, которые увеличивают мощность, поглощаемую насосами,

120 Берггрен, Росс, Я иг и Гаук
в соответствии с увеличением напора насосов сверх
постоянной величины, и б) клапана регулирующего типа, который
изменяет общий поток топлива в газогенератор в
соответствии с мощностью топливного насоса или насоса для
окислителя.
Применение байпассных клапанов с целью стабилизации
регенеративных турборакетных систем усложняется тем, что
они должны пропускать большие потоки, и тем, что они по
существу нестабильны. Для обеспечения стабилизации
байпассных клапанов может быть также рекомендовано
применение амортизаторов и устранение динамических влияний
(приданием рабочей поверхности несколько больших размеров
по сравнению с регулирующей диафрагмой). Эти устройства,
однако, увеличивают размер и вес системы, и вообще
применение байпассных клапанов связано с нежелательным
увеличением веса.
Применение байпассных клапанов в системах с мощными
потоками нецелесообразно также с точки зрения рассеяния
тепла. Непрерывное рассеяние мощности через байпассные
клапаны будет сильно нагревать топливо, даже если оно
будет возвращаться в главные топливные баки. Если
продолжительность операции достаточно велика, то температура
топлива превысит критическую величину, выше которой
условия работы насоса на всасывании будут неблагоприятны.
Регулирующие клапаны рассчитываются так, чтобы они
могли регулировать поток топлива в генератор газа в
соответствии с мощностью топливного насоса. Необходимость
дальнейшей разработки этой системы особенно важна в тех
случаях, когда желательна возможность изменения тяги.
Такая схема регулирования должна будет обеспечивать
устойчивость при любой величине тяги и не требовать
постоянного поглощения больших количеств мощности.
Выводы
Удельный импульс, развиваемый топливной системой,
окислителем в которой служит азотная кислота, на 10% ниже
удельного импульса для системы с жидким кислородом,
причем в случае применения азотной кислоты возникают
проблемы сварки и уплотнений.
Плотность типичной топливной смеси с азотной кислотой
в качестве окислителя на 40% превышает плотность системы
кислород — бензин, что с избытком перекрывает недостаток
первой системы в отношении удельного импульса для
случая ракетных аппаратов, снабженных крыльями и рассчитанных
на постоянную скорость. В этом случае топливная смесь с

Ракетные двигатели на кислотно-анилиновом топливе 121
азотной кислотой в качестве окислителя обеспечивает даль-
ность полета при тех же габаритах аппарата на 24% больше,,
чем в случае применения кислорода.
Другие параметры ракетного двигателя совершенно
сходны между собой как в случае применения кислоты, так и
при применении кислорода, за исключением того, что
отпадает необходимость в зажигании при применении азотной
кислоты с анилинам или фурфуриловым спиртом, взятыми а
любых соотношениях.
ЛИТЕРАТУРА
1- Zucrow M. J., Trans. Amer. Soc Mech. Engin., 68, 177—188A946)'.
2. Zucrow M. J., SAE Journal, 54, 375-388 A946).
3. Nesbitt M. W., Journ. Amer. Rocket Soc, No. 68, i—11 pp. A946).
4. SeifertH.S., Mills M. M., Summerfield, Amer. Journ.
Physics, 15, pp. 1—21, 121—140, 255— 272. A947).
5. Humphries I. , Journ. British Interplanetery Soc, 6, 100—116.
6. Wyld I. H., Mech. Engineering, 69, pp. 457—464A947).
7. Leonard A. S. , Journ. Amer. Rocket Soc, No. 68, 12—16, A946);
No. 70, 20—31 A947).
8. Z wick у F., Aeronaut. Eng. Review, 6, 20—23A947).

РАЗДЕЛ II
ФИЗИКО-ХИМИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ
ХИМИЧЕСКИЕ ТОПЛИВА ДЛЯ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
СТАТЬЯ ПЕРВАЯ
СТАБИЛЬНОСТЬ МОНОНИТРОМЕТАНА
Ф. Беллинджер, Г. Фридман, В. Бауэр, Дж. Истс, В. Булл
F. Bellinger, H. Friedman, W. Bauer, J. Eastes, W. Bull, .Chemical Propellents. Stability of
Mononitromethane", Industrial & Engineering Chemistry, 40, №. 7, 1320—1323, 1948)
Аннотация
Мононитрометан принадлежит к числу
высокопроизводительных ракетных топлив. Под влиянием механического удара,
ружейного выстрела, резкого воздействия воздуха высокого
давления, а также при определенных условиях быстрого
течения по трубам мононитрометан может детонировать. Такая
склонность к детонации серьезно препятствует его
применению в качестве топлива в самолетах-снарядах. Для
предотвращения детонации мононитрометана в резервуарах и
трубопроводах нужны особые устройства для его впрыска
в камеру сгорания. Добавление к мононитрометану бензина,
метанола, амилацетата и некоторых других веществ сильно
понижает, но не устраняет его чувствительность к детонации.
В предыдущих статьях этой серии [1, 2, 3] уже были
леречислены требования, предъявляемые к химическим топ-
ливам для самолетов-снарядов. Там же были приведены
результаты исследований, посвященных применению системы
перекись водорода — перманганат в качестве источника
энергии для таких снарядов. Настоящая статья посвящена
результатам аналогичного исследования мононитрометана.
Мононитрометан весьма склонен к детонации и является
мощным взрывчатым веществом. Работа, проведенная в
авиационной лаборатории Гуггенгейма (Калифорнийский
технологический институт), дает основания предполагать, что в
условиях аппаратуры, аналогичной немецким
самолетам-снарядам с перекисью водорода и перманганатом, мононитрометан
будет детонировать. В этой аппаратуре (см. рисунок на
стр. 137 книги „Физика и химия реактивного движения", сб. I,
Госиноиздат, 1948) в реакционную камеру подается под
высоким давлением с большой скоростью через трубы, клапаны,

Химические топлива. Стабильность мононитрометана
123
сопла и т. д. приблизительно 75 л жидкости в течение 0,75 сек.
или даже в течение более короткого временр.
Для исследования склонности мононитрометана к
детонации в различных условиях был проведен ряд опытов, при
которых использовались следующие три способа
инициирования детонации: /
1. Воздействие на жидкость удара поршня с падающим
грузом.
2. Резкое воздействие высокого давления газа на
мононитрометан, имеющий возможность свободно течь по трубам,
снабженным заглушками, заслонками и пр.
3. Воздействие ружейным и пулеметным огнем, как это
мож^т иметь место в условиях войны.
Исходные вещества
Мононитрометан. От фирмы „Commercial Solvents Corp/
были получены три образца мононитрометана. Первый
образец представлял собой продукт, содержащий 95%
мононитрометана; остальные 5% включали преимущественно нитропро-
пан, а также незначительные количества нитроэтана, уксусной
кислоты и воды. Второй образец, аналогичный предыдущему,
содержал 96% мононитрометана. Третий образец представлял
собой мононитрометан, специально очищенный в лаборатории
„Commercial Solvents Corp." фракционированием продажного
продукта. Последний образец будет в дальнейшем
обозначаться как стопроцентный. Физические свойства этих образцов
мононитрометана приведены в табл. 1.
Таблица 1
ПЛОТНОСТЬ • И ВЯЗКОСТЬ •• МОНОНИТРОМЕТАНА
Темп., °С
10,0
35,0
40,0
95-проц. СН8 NO*
Плотность,
г! см9
1,1406
1,1204
1,1000
Вязкость,
санти-
пуазы
0,749
0,625
0,533
96-проц.СНз NO,
Плотность,
г!см*
1,1414
1,1213
1,1009
Вязкость,
сантн-
луазы .
0,750
0,627
0,534
100-проц. СН8 NO,
Плотность,
г/см3
1,1490
1,1287
1,1080
Вязкость,
с
антипуазы
0,743
0,625
0,533
* Плотность измерялась пикнометром объемом 10 мл с капилляром
диаметром 3 мм,
•• Кинематическая вязкость измерялась вискозиметром Оствальда типа Ка-
нон-Фенске.
Катализаторы реакции. В авиационной лаборатории Гуг-
генгейма <в Калифорнийском технологическом институте было

124
Беллинджер и др.
обнаружено, что перед применением нитрометана к нему
целесообразно прибавлять катализатор. Оказалось, что таковыьс
может быть ацетилацетонат хрома. В данном исследовании
испытывалось влияние ацетилацетоната и ряда подобных ему
веществ: ацетилацетоната кобальта, содержащего 17,66%
кобальта (по расчету — 16,5%), ацетилацетоната меди с
содержанием 24,0% меди (по расчету— 24,3%) и ацетилацетоната
никеля, содержащего 21,24% никеля (по расчету — 22,8%;.
Нуодекс*, содержащий 24% свинца, нуодекс с 6% марганца
и нуодекс с 6% кобальта были получены от фирмы „Nuodex
Products Company".
Несколько образцов ацетилацетоната хрома в небольших
количествах и один образец в количестве 11 кг были
получены из другого источника — от фирмы „Electrometallurgical
Company". Они слегка отличались друг от друга цветом и
размерами кристаллов, но все содержали расчетное
количество хрома—14,87% с колебаниями в пределах ± 0,1%.
ПОЛУЧЕНИЕ АЦЕТИЛАЦЕТОНАТА ХРОМА
Таблица 2
№ опыта
Вещество
Ацетилацетон, молей . . .
Нитрат хрома „ ...
Аммиак „ ...
Продолжительность
прибавления / аммиака, мин.
Общая длительность
кипячения с обратным
холодильником, мин
Выход °/л
Содержание хрома, %**.
Цвет пподукта ....
1
3,0
1,0
3,0
167,0
180,0
16,3
14,53
nVDnVO-
"J Г J Г
ный
1В*
—
4,7
227,0
240,0
42,6
11,9
почти
черный
2
3,0
1,0
4,7
180,0
180,0
63,5
14,1
почти
черный
3
3,0
1,0
3,3
30,0
180,0
50,6
14,55

пурпурный
4
3,0
1,0
3,3
17,0
32,0
56,5
14,73
nVDnVD~
"J rltJ г
НЫЙ
• Для получения ацетилацетоната хрома в опыте 1В использовался
фильтрат опыта 1, к которому добавляли дополнительное количество раствора NH4OH.
¦¦ Расчетное содержание хрома—14,87%.
Несколько образцов адетилацетоната хрома были
приготовлены в нашей лаборатории для предварительных
испытаний, а также для проверки метода и рецептуры его получения:
670 г нитрата хрома Cr(NO3K-9H2O A,67 моля)
растворялись в 500 г E молей) ацетил ацетона. Раствор в течение трех
* Нуодекс — фирменное название солей нафтеновых кислот,
применяющихся в качестве сиккативов. (Прим. ред.)

Химические топлива. Стабильность мононитрометана 125
часов нагревался с 200 г воды с обратным холодильником.
В течение всего процесса нагревания к раствору по каплям
добавлялось 300 г раствора гидроокиси аммония E молей).
Адетилацетонат хрома выделялся в виде нерастворимого
кристаллического осадка пурпурного цвета. Осадок
отфильтровывался под вакуумом, промывался водой и высушивался на
воздухе при 90—95° С. Различные варианты этого
процесса суммированы в табл. 2.
Табличные данные свидетельствуют о том, что лучший
выход продукта и большая чистота последнего достигаются в
случае увеличения количества вводимого аммиака и при
сокращении продолжительности его прибавления и кипячения с
обратным холодильником по сравнению с изложенным выше.
При ведении процесса в условиях, указанных в опыте 4,
успешно готовились десятикилограммовые партии продукта.
Испытание мононитрометана на детонацию при помощи поршня
с падающим грузом
Прибор для испытания изображен на рисунке, помещенном
на стр. 171 книги „Физика и химия реактивного движения",
сб. 1, Госиноиздат, 1948.
Так как возникновение детонации в сильной степени
зависит от характера инициирования, то вначале считалось, что
эти результаты относятся только к данному методу. Позже
мы убедились, что их можно сравнивать и с результатами,
полученными при другой методике испытаний. После этого
результаты испытаний, полученные по методу падающего
груза, ввиду большей легкости их проведения, использовались
как эталонные данные для сравнения с результатами,
полученными другим методом испытания, а также служили
руководством при испытаниях в большом масштабе при идентичных
условиях опыта.
Было обнаружено, что мононитрометан детонирует легче
<при меньшей высоте падения поршня), если пространство под
поршнем заполнено не воздухом, а кислородом. В то же
время для получения взрыва требовался более сильный удар,
если пространство под поршнем заполнялось не воздухом или
кислородом, а азотом.
В табл. 3 и 4 приводятся результаты, полученные этим
методом, показывающие влияние различных добавляемых к
мононитрометану веществ на легкость возникновения
детонации. Каждая из цифр,-приведенных в этих таблицах, получена
на основании результатов десяти отдельных опытов при
данной высоте падения поршня. Если происходила детонация,
опыт обозначался баллом 0,1, если происходила частичная

126
Беллинджер и др.
Таблица 3
Влияние метанола и солей ацетилацетона на склонность
моыонитрометана к детонации
Мета-
вол,
О/
Соль; %
20
Высота
1 *> 1
падения (см) поршня весом
40
50
75 | 10О
Индекс детонации*
200 г
| 125
150
—
5
10
1—Сг
2—Сг
10-Сг
1—Со
2—Со
10—Со**
—
5
10
5
5
10
10
1— Сг
2-Сг
10— С г
2—Си**
2— Ni**
„
1-Сг
2—Сг
1—Сг
2-Сг
1—Сг
2-Сг
10—Сг
100-проц. мононитрометан
0,20
0,10
0,15
0,50
0,30
0,50
0,00
0,00
0,00
0,45
0,80
1.0
0,70
0,75
0,85
0,40
0,36
0,00
0,90
0,90
1,0
0,80
0,95'
0,95
0,95
0,60
0,00
0,95
1,0
0,90
0,25
—
—
1,0
—
—
—
—
—
—
96-проц. мононитрометан
0,05
0,20
0,40
0,90
0,00
0,00
—
0,40
0,75
0,85
0,95
0,30
0,00
0,00
0,00
0,00
0,00
0,60
0,95
0,90
1,0
0,25
0,00
0,00
0,00
0,00
0,00
—
—
—
—
0,05
—
—
—
—
0,30
0,35
0,40
0,40
—
—
—
—
—
0,65
0,65
0,60
0f90
0,40
—
0,7а
95-проц. мононитрометан
о,со
0,10
0,10
0,00
0,10
0,25
0,45
0,25
0,50
0,50
0,80
0,30
0,65
—
—
0,50
—
—
—
_
—
—
—
—
—
—
Нитроглицерин
0,70
* Приводимые значения рассчитывались из десяти опытов при
определенной высоте падения поршня. Если происходила детонация, ставился балл 0,1»
если частичная детонация — 0,05; в случае отсутствия детонации ставился
нуль.
•• Не полностью растворим.

Химические топлива. Стабильность монрнитрометана
127
ВЛИЯНИЕ РАЗЛИЧНЫХ ДОБАВОК НА ЧУВСТВИТЕЛЬНОСТЬ
МОНОНИТРОМЕТАНА К ДЕТОНАЦИИ
Добавки,
%
Таблица 4
96-ПРОЦ.
Высота падения (см) поршня весом 200 г
20
30
40
50
75
100
150
175
200
Индекс детонации *
Без добавки . .
Анилин, 1 . . . .
Анилин, 3 . . . •
Анилин, 10 ...
Метанол, 5}
Анилин, 3 / *
FeCl3 (безводное)
Fe(N03)u-9H2O,l*<
Петролейный эфир
C0 — 60°С),2 . .
Вазелин, 2 ...
Нуодекс
B4% РЬ), 2*** .
Нуодекс
F*>Мп),2***. .
Нуодекс
F% Си), 2***. .
Амилацетат, 5 . .
Дибутилфталат, 7
Этилацетат, 7 . .
Бензин чистый, 1
Бензин чистый, 2
Бензин
этилированный, 1 ....
То же, 2 ....
0,05
0,10
0,00
0,00
0,40
0,30
0,15
0,35
0,60
0,60
0,40
0,50
0,00
0,50
0,00
0,25
1,0
0,40
0,70
0,05
0,25
0,60
0,65
0,65
0,20
0,80
0,30
0,55
0,50
0,00
0,00
0,00
0,00
0,00
,00
,15
0,00
0,00
0,00
0,00
0,00
• См. первое примечание к табл. S.
•• не полностью растворим.
••• Эти соли были добавлены в виде растворов в жидком минеральном
растворителе. Несмотря на то, что добавлялись малые количества солей и
содержание металла было низким, соли находились, очевиднд, в нерастворен-
ном состоянии. Понижение склонности к детонации поэтому должно быть
объяснено влиянием растворителя.
детонация — баллом 0,05; при отсутствии детонации ставился
нуль. Для десяти отдельных опытов, производившихся при
одной и той же высоте падения поршня, эти числа
складывались; полученная сумма указана в таблице. Так, например,
табличное значение 1,0 означает, что при данной высоте
падения поршня в десяти случаях из десяти происходила
детонация. Частичная детонация проявлялась легкой вспышкой,
при которой нет резкого звука, характерного для полной
детонации.

128
Беллинджер и dp.
Из данных табл. 3 и 4 следует, что склонность к
детонации увеличивается с чистотой мононитрометана. Добавляемые
хромовые и кобальтовые соли ацетилацетона увеличивают
склонность мононитрометана к детонации, в то время как
соли никеля и меди уменьшают ее. Метанол, прибавляемый
Рис. 1. Прибор для испытания мононитрометана на
детонацию под действием воздушной волны высокого
давления.
в количестве 5—10%, сильно понижает склонность
мононитрометана к детонации, так же как и добавки'2% петролей-
ного эфира (фракция 30—60°С), 5% амилацетата, 7% дибу-
тилфталата, 7% этилацетата и 1—2% бензина. Наилучшими
флегматизаторами были при этом этилированный бензин и
жидкий растворитель, применяемый для нуодекса.
Детонация под действием газовой волны высокого давления
Схема прибора для таких испытаний изображена на
рисунке, помещенном на стр. 172 в книге „Физика и химия
реактивного движения*4, сб. 1, Госиноиздат, 1948. Внешний вид
прибора показан на рис. 1. Конструкция прибора имела целью
воспроизвести условия, возникающие Ъ различных узлах
нагнетательной системы самолета-снаряда. Результаты,
полученные на этом приборе, приведены в табл. 5 и 6.

Химические топлива. Стабильность мононитрометана
129
Таблица 5
ИСПЫТАНИЯ, ПРОИЗВОДИВШИЕСЯ ПРИ ДЕЙСТВИИ ГАЗОВОЙ ВОЛНЫ
ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ (испытывадся 96-проц. мононитрометан).
Добавка
Не было
3% бензина
3°/о
бензина + 2о/о
ацетилаце-
тоната
хрома
4°/0
бензина + 2<>/0
ацетил-
ацетоната •
хрома **
Давление
газа,
кг/см?
60
60
60
СП
ои
60
60
QC
00
60
140
140
60
60
60
60
60
60
60
140
140
Газ
Азот
Воз
1
дух
Азот
»
Воздух
м
W
»
V
Тип трубы *
Прямая -f сопло
Сужения -Ь сопло
Прямая + заглушка
Прямая + сопло
Сужения + сопло
» v
Прямая + заглушка
Прямая + сопло
Сужения + сопло
Прямая + заглушка
» •
ш м
Прямая + сопло
Сужения + сопло
Сужения + сопло
Прямая + заглушка
Сужения + сопло
Результаты
Детонации нет
Детонация
» »
Детонации нет
ш »
Детонация
Детонации нет
Взрыв в
резервуаре, не
затронувший трубы
Детонация
tt *
Детонации нет
» V
• •
Детонация
Детонации нет
*) В качестве «прямой трубы» служила труба из нержавеющей стали дли-
вой 1,2 м и диаметром 32 мм. Соплом для этой трубы служила надетая на ее
конец заглушка с просверленным отверстием диаметром 21,5мм. Площадь
поперечного сечения этого отверстия была такой же, как и в нагнетательных
соплах немецких самолетов-снарядов. Сужения в трубе получены приваркой к
отрезку трубы из нержавеющей стали длиной 0,6м и диаметром 22 мм отрезка
трубы также из нержавеющей стали длиной 0,6 м и диаметром Ид мм. Соплом
для этой трубы служила заглушка с отверстием диаметром 6,5 мм.
** Растворим не полностью.
Из этих результатов можно сделать следующие выводы:
а) Внезапное приложение к мононитрометану давления
140 кг/см2 в большинстве случаев приводит к детонации моно-
нитрометана, даже в условиях свободного течения. При тех
же условиях давление, равное 86 кг/см2, является безопасным.
«—295

130
Беллинджер и dp.
Таблица б
ИСПЫТАНИЯ ДЕЙСТВИЯ ГАЗОВОЙ ВОЛНЫ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ
ПРИ ЗАГЛУШЁННОЙ ТРУБЕ, НАПОЛНЕННОЙ АЗОТОМ
(испытывался 96-проц. мононитроиетан)
Добавка
Без добавки
4% бензина + 2<>/0 аце-
тилацетоната хрома . .
Давление
газа, кг'см*
60
86
60
86
Газ
Азот
»»
Результаты
Детонация
»
Детонации нет
я я
б) При нагнетании мононитрометана под давлением 60кг/см2
в закрытую с двух концов трубу детонация происходит даже
в том случае, если с обеих сторой столба жидкости находится
азот. Детонацию в этих условиях можно предотвратить путем
добавления к мононитрометану 2% ацетилацетоната хрома и 4%
.* м
К
чч„
Рис. 2. Вид трубы с заглушкой после детонации
мононитрометана.
бензина даже в том случае, если нагнетание мононитрометана
производится при давлении 86 кг/см2.
в) В том случае, если мононитрометан нагнетается
под"давлением 60 кг/см2 в трубу, закрытую с двух концов и заполнен-

Химические топлива. Стабильность мононитрометана
131
ную воздухом, прибавление 2% катализатора и 4% бензина
уже не может предотвратить детонацию мононитрометана.
Испытания показали, что детонация, начавшаяся в конце
испытательной трубы, ни разу не распространялась вдоль
трубы в обратном направлении на сколько-нибудь заметное
расстояние. При этом конец трубы и обрывки ее стенок были
загнуты назад (см. рис. 2). Вид прибора после взрыва показан
на рис. 3.
- 1
Рис. 3. Прибор для испытания мононитрометана на
детонацию после взрыва резервуара, произошедшего при
действии воздушной волны под давлением 140 кг!см*.
Если в серии одинаковых опытов происходит хотя бы один
взрыв, вещество следует считать опасным. В то же время
отсутствие взрывов, даже при большом числе опытов, еще
не доказывает безопасности испытуемого вещества. Поэтому
если вещество считается взрывоопасным, то для установления
его безопасности иногда бывает недостаточно результатов
даже многочисленных опытов.
Детонация мононитрометана от ружейного огня
Для опытов применялась стандартная тара—жестяные
банки емкостью около 4 л и жестяные банки емкостью
приблизительно 20 л, а также
толстыми стенками.
9*
банки таких же размеров, но с более

132
Беллинджер и др.
При стрельбе по этим банкам, наполненным мононитро-
метаном, из винтовки Знфи льда калибром 0,30 дюйма с
дистанции в 90 м не было ни детонации, ни вспышек. Однако при
стрельбе из пулемета калибром 0,50 дюйма были получены
результаты, приведенные в табл. 7. Все испытания при
стрельбе из пулемета калибром 0,50 дюйма проводились с дистанции
Таблица 7
РЕЗУЛЬТАТЫ СТРЕЛЬБЫ ПО СОСУДАМ С МОНОНИТРОМЕТАНОМ
ИЗ ПУЛЕМЕТА КАЛИБРОМ 0,50 ДЮЙМА (применялись образцы 95-ЩХЩ.
и 96-проц.' мононитрометана)
Тара х) и добавки *)
Банка емкостью около 4 л
Без лобабок
2°/л катализатооа
Банка емкостью около 4л, сталь № 18
29f катализатооа
2% катализатора+4% бензина .
Хо же
Банка емкостью 1 л, сталь № 18
2% катализатооа .* . •
» »
2% катализатора +4% бензина. .
То же
Банка емкостью 4 л, толщина
стенки 6,5 мм
Без добавок •
» »
2% катализатора+4% бензина. .
То же
Банка емкостью 1 л, толщина
стенок 6 мм
Тип
пули •)
Б
3
т
Б
Б
з
Б
з
Т
3
f
Б
з
Б
з
Т
Б
3
Б
3
Т
Б
3
Т
Б
3
Б
3
Т
Чи ело
оп ытов
3
3
4
1
8
7
5
5
12
5
5
5
9
9
5
5
8
3
8
2
5
9
5
5
8
2
8
8
8
Результаты *)

детонация
0
0
о
0
0
0
0
о
4
0
0
0
0
1
0
0
0
0
0
0
0
1
0
0
0
0
0
0
0
взрыв
0
1
о
0
0
5
0
5
4
3
0
0
0
0
2
0
0
1
0
1
3
0
2
0
0
1
0
7
0


менение
0
1
о
0
0
5
0
3
о
2
2
0
3
0
4
1
0
1
0
1
1
0
4
1
0
1
0
7
2

никакого

действия
3
1
4
1
8
2 5)
5
0
8
0
3
5
6е)
8б>
1
4
8
1
8
1
1
8в>
1
4
8
1
8
1*)
6

Химические топлива. Стабильность мононитрометана
133
Продолжение табл. 7
Тара ') и добавки *)
Тип
пули 3) опытов
Число
Результаты«)
взрыв


менение

никакого
дейст-!
вия
Банка емкостью около 20 л,
толщина стенок 32 мм
Без добавок
Банка емкостью около 20 л
2% катализатора
» » ••••••••
Бочка емкостью около 200 л с
приваренной стальной пластинкой,
толщ. 6,5 мм
Без добавок
» * •¦¦••••«••
Бочка емкостью около 200 л
Без добавок
3
Т
Б
3
3
Б
3
т
о
о
о
о
о
о
о
о
о
о
о
1
1
о
1
о
I
о
о
1
1
о
1
о
о
о
1
о
о
1
о
1
1) Банки во всех случаях, за исключением специально оговоренных, были
прямоугольные и оставлялись незаполненными на 10%.
2) в качестве катализатора во всех случаях использовался ацетилацетонат
хрома.
3) в — бронебойные; 3 — зажигательные; Т — трассирующие пули.
4) Если число результатов, приведенных в таблице, превышает число
опытов, то это означает, что в некоторых опытах одновременно происходили
взрыв и воспламенение.
5) Попадания были выше уровня жидкости в банке.
6) 5 попаданий были выше уровня жидкости в банке.
7) В бочке было только 7,5 л мононитрометана.
90м9 за исключением опытов, в которых использовались на->
полненные мононитрометаном бочки емкостью 200 л,
обстреливавшиеся с дистанции 180 м.
Из этих опытов сделаны следующие выводы:
а) В сосуде с толщиной стенок 6,5 мм мононитрометан не
детонирует от попадания пули пулемета калибром 0,50 дюйма,
если только к нему не добавлено 2% катализатора.
б) Зажигательные пули вызывают взрывы и воспламенение,
даже в тонкостенйых сосудах, в присутствии катализатора и
без него. Пустая бочка из-под мононитрометана (содержащая
еще его пары) ^ при попадании зажигательной пули дает
взрыв.
в) Мононитрометан оказался сравнительно инертным к
трассирующим пулям. Трассирующий пулеметный огонь по бочке»

134 Беллинджер и dp.
наполненной мононитрометаном, не оказал на него никакого
действия; при этом произошло лишь повреждение бочки.
г) Прибавление бензина в качестве флегматизатора не
влияет на частоту воспламенения.
Стабильность мононитрометана и его корродирующее действие
Мононитрометан является обычным коммерческим
продуктом, безопасно транспортируемым в бочках емкостью 200 л.
Бочки эти покрываются изнутри лаком для предотвращения
окрашивания мононитрометана солями железа. Меньшая
огнеопасность мононитрометана по сравнению с огнеопасностью
бензина доказывается тем, что если зажечь с помощью
горелки Бунзена несколько мл каждого из них в чашке для
выпаривания, то мононитрометан зажигается труднее, чем бензин,
и горит спокойным, почти бесцветным пламенем.
Испытания на коррозию и стабильность, проводившиеся
при комнатной температуре, а также при50°С, показали, что
мононитрометан стабилен и существенно не корродирует
нержавеющую сталь марки 464, алюминий марки 2S,
холоднокатаную сталь WD 1010, покрытие стандартных транспортных
бочек (Ohio Kote № 37) и фенолформальдегидное покрытие
(военно-химическая спецификация США. 196-131-207).
Испытания постоянства давления мононитрометана
показали, что при выдерживании его в стеклянных приборах
специального устройства (см. рисунок на стр. 155 книги «Физика и
химия реактивного движения", сб. 1, Госиноиздат, 1948) при50°С
давление над жидкостью несколько понижалось. Для
продажного продукта (95- и 96-проц. концентрации) уменьшение
давления равнялось во всех случаях 0,2 атм. Это позволяет думать,
что мононитрометан поглощает кислород из воздуха над
жидкостью. При опытах с 100-проц. продуктом разрежение
было в два раза меньше. Отсюда было сделано заключение,
что падение давления связано с наличием загрязнений в
продукте. Это подтверждается также тем, что 95—96-проц.
мононитрометан обесцвечивал подкисленный раствор перманга-
ната и давал положительную пробу на альдегид с реактивом
Толленса, чего не наблюдалось в случае 100-проц. продукта.
Таким образом, возможной примесью в продажном мононитро-
метане является формальдегид. Образцы мононитрометана
после хранения при 50°С оказались более чувствительными
к детонации при ударе, чем первоначальный продукт. Однако
увеличение чувствительности к детонации было незначительно
по сравнению с флегматизирующим действием добавок бензина.
Поэтому можно считать нерациональным проведение
дополнительной очистки мононитрометана для извлечения веществ,

Химические топлива. Стабильность мононитрометана 135
увеличивающих его чувствительность к детонации на воздухе
при повышенных температурах.
Заключение
Несмотря на то, что мононитрометан в обычных условиях
сравнительно стабилен, обладает слабым корродирующим
действием, может безопасно использоваться и перевозиться,
если соблюдены обычные для летучих растворителей
предосторожности, он все же является сильным взрывчатым
веществом и легко детонирует при соответствующих условиях.
Мононитрометан может взрывать под влиянием механического
удара, оружейного огня, при внезапном воздействии высокого
давления и при течении с большой скоростью по трубам с
закрытыми концами, с сужениями и другими препятствиями
для потока жидкости. Склонность мононитрометана к
детонации уменьшается, но не устраняется при добавлении ряда
веществ, из которых бензин является, повидимому, наиболее
пригодным.
Использование мононитрометана в качестве топлива для
самолетов-снарядов потребует специально сконструированной
нагнетательной системы, которая давала бы возможность
устранить условия, при которых возможна его детонация. В
противном случае при подаче мононитрометана по трубам*
через клапаны, сопла и т. п. может произойти взрыв.
ЛИТЕРАТУРА
1. Bellinger с сотрудниками, Ind. Eng. Chem., 38, 160—9 A946).
2. Ibid., 38, 310-20 A946).
3. Ibid., 38,627—30 A946).

СТАТЬЯ ВТОРАЯ
ЛЮНОНИТРОМЕТАН
Ф. Беллинджер, Г. Фридман, В. Бауэр, Дж- Истс, Дж. Гросс^
(F. Bellinger, H. Friedman, W, Bauer, J. Eastes, J. Gross, „Chemical propellents. Mononitro-
methane", Industrial & Engineering Chemistry 40, №. 7, 1324-1331, 1948)
Аннотация
Мононитрометан был подвергнут исследованию для
выяснения возможности использования его как топлива в
самолетах-снарядах. Если применять мононитрометан совместно
с кислородом и осуществлять воспламенение запалом, то
можно достичь такого хода нарастания давления во
времени, который соответствует требованиям, предъявляемым к
ракетному топливу. В связи со склонностью мононитроме-
тана при определенных условиях к детонации, основной
проблемой становится конструкция аппаратуры для впрыска
его в камеру сгорания.
В предыдущей статье [2] было показано, что при
известных условиях мононитрометан может детонировать. Условия,
благоприятные для возникновения детонации мононитро-
метана, в частности существовали в системе нагнетания
немецких самолетов-снарядов, которые, как известно, работали
на перекиси водорода и перманганате. Чтобы обеспечить
безопасное применение мононитрометана, эта система
нагнетания должна быть переконструирована.
Целью настоящего исследования было выяснение условий,
при которых возможно использование мононитрометана в
качестве ракетного топлива для самолетов-снарядов.
Для этого реакция горения мононитрометана
исследовалась в реактивном двигателе. Подобные исследования для
перекиси водорода и перманганата описаны в ранее
опубликованных статьях [1]; там же описаны требуемые
характеристики для самолетов-снарядов *.
Работа, проводившаяся в авиационной лаборатории Гуг-
генгейма в Калифорнийском технологическом институте 15],
показала, что для получения устойчивого режима двигателя
при работе на мононитрометане необходимо добавлять
кислород или какой-либо другой окислитель, а также иметь
источник воспламенения топливной смеси в камере сгорания,
* См. также книгу .Физика н химия реактивного движения", с. 1
М., Госиноиздат, 1948, стр. 132 и ел.

Химические топлива. Мононитрометан 137
например искру. Желательно также применение катализаторов
горения. Необходимость в кислороде при сгорании
мононитрометана не дает основания считать его истинным однокомпонен-
тным (унитарным) топливом. Всякая задержка воспламенения
смеси мононитрометана с кислородом, после ее попадания в
камеру сгорания, может привести к взрыву, интенсивность
которого пропорциональна количеству мононитрометана, ско^
пившегося в камере перед воспламенением. Поэтому для
использования мононитрометана в самолетах-снарядах прежде
всего необходимо наличие надежного средства
воспламенения. Задержка в воспламенении может быть причиной взрыва
или детонации примерно 75 л мононитрометана, так как
максимальное давление при запуске должно быть достигнуто
в течение 0,1 сек. или даже быстрее, а весь цикл должен
быть завершен за время не более 0,7 сек.
Для воспламенения мононитрометана применялось
приспособление, разработанное Военно-химической службой для
переносного огнемета М-2, оказавшееся для данного случая
весьма удачным [3]. Приспособление имеет корпус из
пластмассы, по форме и размерам близкий к барабану револьвера,,
калибра 0,45 дюйма. В центре корпуса находится отверстие
с диаметром 19 мм, вокруг которого расположено пять
отверстий меньших размеров с индивидуальными
воспламенителями и ударниками. Для использования в испытательной
камере это приспособление было разрезано на пять частей,
каждая из которых имела один воспламенитель,
устанавливаемый с помощью специального держателя для каждого
испытания реактивного двигателя.
Ударник воспламенителя приводился в движение от
плунжера, связанного с подвижным сердечником соленоида.
Управление соленоидом производилось „цепью безопасного
зажигания" [1]. Держатель направляет пламя воспламенителя
(длиной около 125 мм) в камеру сгорания. Каждый
воспламенитель давал пламя в течение приблизительно 10 сек. и
всегда приводился в действие до впрыска мононитрометана
в камеру. В работе использовались те же реактивные
двигатели, которые применялись йри аналогичных опытах с
перекисью водорода [1]. Изменения свелись к установке в
нарезной втулке держателя воспламенителя, входных сопел
Для мононитрометана и кислорода и емкостного датчика для
измерения давления, вместо входных сопел для перекиси •
водорода и перманганата. Общая схема установки приведена
на рис. 1. Как видно из схемы, управление подачей кисло*
рода производится вручную; однако, в ряде опытов
управление осуществлялось при помощи клапанов, связанных с
«цепью безопасного зажигания".

138
Беллинджер и др.
При выборе методов впрыска и воспламенения мононитро-
метана и кислорода, которые бы обеспечивали необходимый
характер сгорания и соответствующее изменение давления
во времени, необходимо было учитывать возможность
детонации мононитрометана в резервуарах, трубопроводах и в
форсунке [2]. Создание системы подачм топлива,
устраняющей эту опасность, представляло не менее трудную задачу,
Рис. 1. Схема расположения реактивного двигателя и вспомогательного
оборудования.
J—азот или воздух, 2—соленоидный клапан, 3—осциллоскоп, 4—цепь безопасного зажигания,
5—игольчатый клапан, 6—соленоид и воспламенитель, 7— реактивный двигатель, ?—датчик
давления, 9—монтежю с мононитрометансм, 10—клапан регулирования подачи воздуха, //—кислород»
чем получение удовлетворительной диаграммы давления.
Первые опыты не дали кривых нужного типа. Для удобства
обсуждения и анализа результатов исследований кривые
нарастания давления по времени разделены на ряд типов,
схематически показанных на рис. 2. Эти типы кривых можно
охарактеризовать следующим образом:
А — колебания давления отсутствуют; В —колебания
давления наблюдаются только в начальной части кривой; С —
колебания давления наблюдаются в начале и конце процесса
и отсутствуют в середине; D-—колебания давления
наблюдаются только в конце кривой; Е —колебания давления
наблюдаются по всей кривой.
Дополнительную характеристику перечисленных типов
кривых дают символы: X — нерегулярное изменение
давления или Z — вибрация давления в течение процесса. Число,
добавленное к характеристике кривой, например В-70,
показывает в процентах длительность той части опыта (в данном

Химические топлива, Мононитрометан
139
случае 70%), в течение которой наблюдался
соответствующий ход кривой (в данном случае тип В).
Наличие множества факторов, которые могут вызвать
нежелательные результаты, затрудняет выявление влияния
отдельных переменных. Поэтому результаты опытов лучше
рассматривать серийно, а не отдельно. Все результаты
сведены в табл. 1. В таблице, помимо отмеченных условных
В:
Рис. 2. Классификация кривых „давление—время" по типам.
обозначений, применяются также знаки * — взрыв, в
результате которого выбивается из камеры выхлопное сопло и
срываются стягивающие болты, и О — отсутствие
воспламенения.
Результаты опытов в испытательной камере
Для опытов применялся продажный продукт,
содержавший 96% мононитрометана. Свойства мононитрометана и
других продуктов описаны в предыдущей статье [2]. Первые
47 опытов производились с быстродействующим клапаном,
расположенным между форсункой и резервуаром, в котором
содержался мононитрометан под давлением азота или
воздуха. Клапан открывали после включения запального
приспособления с помощью „цепи безопасного зажигания". При
таком расположении клапана давление нарастало быстрее,
чем в дальнейших опытах (№№47^-200), в которых клапан
был расположен между баллоном со сжатым газом и
резервуаром с мононитрометаном, так что при открытии клапана

СВОДНЫЕ ДАННЫЕ ПО ОПЫТАМ С МОНОНИТРОМЕТАНОМ В РЕАКТИВНОМ ДВИГАТЕЛЕ
Таблица /
ч
!i
Резервуар
<и
ш
Г!
и
А*
III
III
С с
Примечания
1B12
2B12
3B12
4B12
5B12
6B12
7B12
8B12
9B12
ЮВ12
11 B12
12 B12
13B12
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
65
Азот
Воздух
5,5
5,5—11
7,5
7,5
7,5
7,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
4,6
4,6
4,6
4,6
4,6
4,6
2
6S0
6С0
690
6S0
690
690
6S0
690
690
690
690
6S0
690
231
231
231
51,2
51,2
231
231
231
231
231
231
231
231
2,06
2,06
2,06
9,29
9,29
2,06
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
О
X
X
X
А
X
59
0,03
0,72
Отсутствовало
воспламенение
То же
Сорвало выходвое
сопло
Нитрометан попал в
камеру первым,
детонация.
Отсутствовало
воспламенение
Слабая детонация
Сорвало выходное
сопло
Воспламенитель не
сработал
То же
Не записано на
фотопленку
Слабая детонация,
задержка
воспламенения
Сорвало выходное
сопло

14В12
15В12
16В12
17В12
18В12
19В12
20В12
21В12
22В12
23 В12
24В12
25В12
26В12
27В12
28В12
29В12
30В12
31В12
32В12
ЗЗВ12
34 В12
35В12
36В12
37В12
38В12
39В12
40В12
41В12
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
750
1
1
v2
0,75
1
1
2
2
1
1
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
65
65
65
65
65
65
65
65
65
65
65
65
65
65
65
65
65
65
65
65
65
65
65
65
65
65
65
73
Азот
п
р
V
9
ц
р
9
„
•
Воздух
V
V
w
в
ш
ш
9
И
V
»
Азот
Воздух
7,5
7,5
7,5
7,5
7,5
7,5
7,5
7,5
7,5
7,5
7,5
7,5
7,5
7,5
7,5
7,5
7.5
7,5
7,5
7,5
7,5
7,5
7,5
7,5
7,5
7,5
7,5
7,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6 5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
20
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
6
690
690
690
690
690
690
6S0
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
6?0
690
690
690
690
690
690
690
690
690
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
24,3
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
12,2
А
А
0
0
0
0
А
А
А
0
А
А
0
0
А
А
А
А
А
А
А
—
А
X
А
0
X
55
57
—
0,03
0,03
—

Отсутствовала
запись на
пленке
—
58
51
51
—
53
55
—
56
57
58
56
58
59
62
.
57
—
—
0,06
0,03
0,06
—
0,06
0,06
—
0,06
0,06
0,06
0,06
0,06
0,06
0,06
—
0,06
0,06
0,66
0,72
—
—
0,72
0,74
0,72
—
0,72
0,69
—
07б7
0,74
0,66
0,66
0,77
0,72
0,77
—
0,66
—
0,69
Слабая детонация и
колебания
Отсутствовало вое
пламенение
То же
Отсутствовало вое
пламенение
То же
Отсутствовало вое
пламенение
То же
Не записано на пле!
Выбило выходное
сопло
Отсутствовало вое
пламенение

Продолжение табл. 1
и
Резервуар
I
1 ¦
t г
е-1
О
А *
ill
I
11
Примечания
42В12
43 В12
44В12
45 В12
46В12
47 В12
48В12
49В12
50В12
750
750
750
750
750
100
85
85
100
73
73
73
Воздух
Азот
Воздух
15
22
22
7,5
7,5
156
153
153
153
6
6
20
20
20
20
20
6,5
6,5 Больше-
струйн.
6,5
6,5
690
690
690
1260
1260
690
690
690
690
24,3
24,3
24,3
36,6
36,6
231
231
231
231
12,2
12,2
12,2
12,2
12,2
10,5
В
X
X
X
АХ
В
Вспышки, давшие
максимумы в 75 кг/см2 и
колебания
Вспышки, давшие мак
симумы в 75 кг/см2 и
колебания
То же
45
45
0,06
0,06
0,43
0,41
Взрыв в
резервуаре; последний опыт,
когда клапан
помещался между
камерой н
резервуаром
Сорвало выходное
сопло (подача нит-
рометана и
кислорода под углом 180°)
Сорвало выхлопное
сопло (нитрометан
просочился в каме-
РУ).
Все опыты (No 47-60)
с клапанами,
дававшим^ течь

5JB12
52В12
53В12
54В12
55 В12
56В12
57В12
58 В12
59 В12
60В12
61В12
62В12
63В12
64В12
65В12
66 В12
67 В12
68 В12
69В12
70В12
71В12
72В12
73В12
74В12
75В12
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
100
400
400
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
80
80
87
95
104
98
91
Азот
Воздух
я
щ
и
Азот
Воздух
п
щ
W
и
Азот
и
„
и
т
152
153
138
138
135
135
131
131
131
124
124
121
131
16
138
135
135
135
135
133
133
133
138
131
131
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,6
6,5
6,5
6,5
14
14
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6 5
6,5
6,5
6,5
6,5
Болыие-
струйн.
я
2-струйи.
ю
я
2
2
2
2
2
2
4,
4,
2,
2,
2
2
2
2
2
2
2
2
2
6
6
9
9
9
9
9
,9
,9
,9
> 9
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
51,2
51,2
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
9
9
9
10
10
10
10
10
10
9
9
5
5
5
5
5
5
5
5
5
10
10
10
,99
99
,99
,5
,5
,5
,5
,5
,5
,9
,9
,05
,05
,05
,05
,05
,05
,05
,05
,05
,5
,5
,5
О
АХ
А
А
А
АХ
АХ
АХ
АХ
АХ
АХ
X
X
С-80
С-80
С-70
Е
Е(Х)
С 80
С-70
С-60
А
А
А
32
35
42
39
40
33
42
44
30
43
41
—
„
66
66
65
70
64
72
79
82
85
84
80
0,
0,
0,
0,
0,
0,
0,
0,
0
0,
0,
0,
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
14
12
11
И
14
08
16
16
06
06
09
28
28
33
38
,30
28
,33
,28
,25
,30
,30
0,86
1,80
1,76
1,88
1,85
1,64
1,52
1,29
1,28
1,56
1,62
1,62
1,65
1,63
Г, 69
1,63
1,40
1,29
1,10
1,21
1,41
Опыты № 46-59 с
предохранительным
клапаном в
резервуаре
Вес опыты с
клапанами» дававшими
течь
Опыты №49-59 с
предохранительным
клапаном в
резервуаре
Пленка кончилась
Первый опыт с
немецким клапаном
перед резервуаром
Сорвало выходное
сопло
Взрыв в резервуаре

Продолжение табл. 1
М опыта
I
!i
Резервуар
Дав
Диаметр вы
сопла, мм
рсунки
мм
форс
V*
Тип
Среднее значение
поддерживаемого
давления, кг/см*

ивасек.
Начало под
емого давле
If
Ц
1
Примечания
76B12
77B12
78B12
79B12
80B12
81B12
82B12
83B12
84B12
85 В12
86 В12
87B12
88B12
89B12
90B12
91B12
92 В12
93B12
94 В12
95В12
96В12
97В12
98 В12
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
84
76
69
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
Азот
131
131
131
124
124
124
120
120
120
120
120
120
120
116
116
116
116
116
116
116
116
116
109
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
2
2
2
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
690
690
690
690
690
970
970
1260
1660
1560
1560
1560
1560
1560
1560
1560
1560
1560
1560
690
690
690
690
231
231
231
231
231
249
249
348
348
4С0
400
400
400
400
400
400
400
400
400
231
231
231
231
10,5
10,5
10,5
5,05
5,05
5,05
5,05
5,05
5 05
5,05
5,05
5,05
5,05
5,05
5,05
5,05
5,05
5,05
5,05
5,05
5,05
5,05
5,05
А
А
А
Е
С—80
С-80
Е
С-70
С-60
АХ
АХ
С-50
X
DX
С-50
С-50
С-50
DX
С-80
С-80
С—70
С-80
ОА
73
70
64
67
68
68
67
68
69
68
68
68
68
65
69
66
68
66
69
66
65
64
16
0,33
0,32
0,30
0,46
0,34
0,58
0,42
0,42
0,32
0,30
0,33
0,28
0,23
0,19
0,32
0,45
0,23
0,40
0,38
0,52
0,54
0,53
0,61
,47
,63
,91
54
,67
,39
,53
,37
,57
,56
,76
,57
70
,58
,52
,37
,65
,53
,49
,62
,65
,65
2,26
Камера была
вычищена
Отсутствовало
воспламенение

I 99B12
со 100 B12
101 B12
102 B12
103 B12
104 B12
105 В12
106 В12
107 В12
108 В12
109В12
110В12
111В12
112В12
113В12
114В12
115В12
116В12
117В12
118 В12
119В12
120 В12
121 В12
122 В12
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
300
200
200
200
200
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
Азот
*
*
•
1,
»
•
я
w
1*
V
щ
V
»
»
V
•
»
юэ
156
156
156
156
156
156
156
156
141
140
139
138
138
137
120
119
118
117
160
159
154
153
6,5
9
9
9
9
9
9
9
9
9
9
9
9
9
9
9
9
9
9
9
9
9
9
9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2,9
2
2
3
3
3
3,3
3,3
3,5
4
4
1,75
1,75
690
690
690
690
690
690
690
1560
1560
1560
1Ш)
1560
690
6S0
690
690
690
690
6 0
690
690
690
бью
690
231
119
119
119
119
119
119
205
205
205
205
205
119
119
119
119
119
119
119
119
119
119
119
119
5,05
9,81
9,81
9,81
9,81
9,81
9,81
9,81
9,81
9,81
9,81
9,81
20,4
20,4
9,03
9,03
Р,ОЗ
7,03
7,65
6,62
36,0
36,0
26,5
26,5
15
7,5
58
60
66
66
66
58
55
66
66
66
58
55
68
66
69
72
69
0,50
—
0,22
0,22
0,27
0,22
0,27
0,19
0,16
0,16
0,19
0,19
0,22
0,25
0,22
0,18
0,25
0,30
0,25
ОА
ВХ
ВХ
ВХ
ВХ
ВХ
АХ
АХ
АХ
АХ
АХ
АХ
АХ
АХ
О — —
СХ
BX(Z)
ВХ
С*
2,39
0.82
0,88
0,82
0,88
0,88
0,96
0,93
0,91
0,91
0,85
0,99
1,07
0,91
0,96
0,88
0,80
0,55*
Два максимума давления 120
и 65 кг 1см? с интервалом
0,63 сек. между ними
Максимум давления 130 кг/см2
через 1,23 сек.
То же
Воспламенитель не
сработал
Не работала цепь за-
жиглния, ручное
управление
То же
Отсутствовало
воспламенение
Сорвало выходное
сопло после начала
опыта
Детонация от
воздушной ударной
волны
То же
Резервуар был
горячим

Продолжение табл. 1
Резервуар
V*
А *
с
s
и*
III
111
и
и
52
Примечания
123 В12
124 В12
125 В12
126 В12
127В12
128 В12
129 В12
130 В12
131 В12
132 В12
133 В12
134В12
135В12
136 В12
137 В12
138 В12
139 В12
200
200
200
200
200
200
200
200
200
210
200
200
200
200
200
200
200
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
Азот
152
Ручная
подача
44
44
14,5
14,5
116/29/5 U
113/29/44
109/29/44
105/29/44
160/36; 51
153/36/51
153/36/51
149/29/51
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
2,0
2,9
2,9
2,9
2,9
2
1560
1560
560
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
690
4С0
400
400
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
231
10,5
5,05
5,05
5 05
5,05
0,5
0,5
0,5
0,5
0,5
0,5
0,5
0,5
0,5
0,5
0,5
0,5
Максимум давления 100
кг/см2 @,14 сек.)
О
73
0,14
0,14
66 0,11 0,04
* Взрыв в форсунке из-за при
сутствия в линии кислорода
1,70
0,19
0,36,
А
О
О
АХ
А(Х)
А(Х)
А(Х)
А
А
А
А
55
16
__
50
46
58
58
58
59
58
66
0,19
0,05
_
0,16
0,19
0,22
0,19
0,19
0,16
0,19
0,16
1,811
l,70f
0,39*
1,76
1,79
1.17
1,73
Сорвало выходное
сопло, сгорел
клапан подачи
кислорода
Отсутствовало
воспламенение
Воспламенитель не
сработал
Воспламенитель не
сработал,
детонация от воздействия
воздуха
Отсутствовало
воспламенение
То же
Кривая вида X
наблюдалась только
вначале

140В12
141 В12
142В12
143 В12
144 В12
145 В12
146В12
147В12
148 В12
149 В12
150В12
151 В12
152В12
153 В12
154В12
155В12
156 В12
157 В12
158 В12 200 —
159 В12
160 В12
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
300
200
200
200
200
200
200
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
—
—
—
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
Азот
)•
я
п
И
V
п
»
V
II
я
м
*
м
V
*
149/29; 47
145/36/47
145/36/65
140/36/-
138,58/58
133/58/58
131/87/87
127/87/
127/87/
124
122/58/62
120 58/62
119/36 55
160/36 55
156/36/73
153/36/
153/36/
15336 55
153/36;-
153/36/—
146/36/—
6,5
6,5
6,5
9
9
9
14
14
14
14
9
9
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
2
2
2
2
2
2
2
2,9
2,9
2,9
3,3
3,3
2,9
2,9
3,8
3,8
3,8
3,8
2
2
690
1560
1560
1560
1560
1560
1560
1560
1560
1560
1560
1560
690
690
690
690
690
690
1260
1260
1260
231
400
400
205
205
205
88,6
88,6
88,6
88,6
205
205
231
231
231
231
231
231
348
348
348
10,5
10,5
10,5
20,4
20 4
20,4
47,1
22,7
22,7
22,7
7,66
7,66
5,05
5,05
2,96
2,96
2,96
2,96
10 5
10,5
10,5
А
А
О
А
А
А
А
О
AXZ
АХ
АХ
В
В
ВХ
66
58-44 0,22
58-44 0,22
0,16
1,44
1,79
2,12
Недостаточное
количество кислорода
51-26 0,13
48-29 0,13
29-15 0,16
44
33-
58-
58-
60
70
73
24
24
69
15 0
47 0
44 0
0,13
,08
,13
,13
0,19
0,22
0,11
0,49
0,47
0,11
Засорилась
кислородная
форсунка
2,15
2,15
1,51
0,22
0,82
0,82
0,74
1,54
1,51
1,43
1,81
1,87
0,82
Недостаточно
длинная пленка
Отсутствовало
воспламенение
Низкое давление
Отсутствовало
воспламенение
Резкие изменения
давления, 45—110
кг/см2
Отсутствовало
воспламенение .
Резкие изменения
давления, \45 кг/см?
35кг/сл2
поддерживалось в течение еще
1.45 сек.
Отсутствовало
воспламенение

Продолжение табл. I
И
со о.
i
Резервуар
I
1
V*
348
34S
348
231
348
348
348
348
348
348
348
348
348
А *
10,5
10,5
10,5
10,5
10 5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
о.
X
1
0
0
0
0
АХ
О
АХ
АХ
АХ
0
*
А>
А>
|h
il<
HI
Ill
|
I
в * ?
Ш
Примечания
161 В12
162 В12
163В12
164В12
165 В12
166 В12
167 В12
168 В12
169 В12
170В12
171 В12
172В12
173 В12
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
Азот
146 36/—
146/36/—
124/36/—
120,36/-
146/18/58
146/18/—
146/18/33
142/2236
140 22; 36
138/22/25
137/22/—
130/16/51
130/16/51
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
2
2
2
1260
1260
1260
690
1260
1260
1260
1260
1260
1260
1260
1260
1260
Опыт начался, затем
реакция прекратилась
69
33
33
33
0,28
0,21
0,25
0,28
1,40
1,70
2,15
2,09
Опыт начинался два
раза
Избыток кислорода
62
47
10,21
0,19
0,71
0,52
Отсутствовало
воспламенение
(сорвало выходное сопло
после опыта)
Отсутствовало
воспламенение
Отсутствовало
воспламенение
(воспламенитель не
сработал)
Воспламенитель не
сработал
Резкие изменения
давления
Детонация от
воздушной ударной волны
Сорвало выходное
сопло

174В12
175 В12
176 В12
177 В12
178 В12
179В12
180 В12
181 В12
182 В12
183В12
184 В12
185В12
186 В12
187 В12
188 В12
189 В12
190В12
191 В12
192 Bi:
193B1L
194 B12
195 B12
196 B12
197 B12
198 B12
199 B12
200 в 12
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
200
20
20
20
20
20
20
2
2
—
—
—
—
—
—
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
73
Азот
»
w
Воздух
•
D
у
w
V
V
w
»
V
f»
122/122
120
116
ИЗ
116
109
109
102
100
95
168/113
157/117
157/117
146/109
142/109
138/102
138/102
138/102
131/102
131/102
124/95
122/102
U8/102
116 95
115/109
111/93
109/88
,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,5
6,54
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
2
1260
1260
1260
1260
1260
1260
1260
1260
1260
1260
1260
1260
126U
1260
1260
1260
1260
1260
1260
1260
1260
1260
1261
690
690
690
690
348
348
348
348
348
348
348
348
348
348
348
348
348
348
348
348
348
348
348
348
348
348
348
231
231
231
231
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
10,5
A
A
A
A
A
A
A
A
A
A
A
A
A
A
A
A
A
A
A
A
A
A
A
A
71
63
69
—
66
53
70
60
60
60
70
72
63
—
63
69
63
72
69
66
66
66
60
53
56
0,22
0,25
0,25
—
0,06
0,06
0,06
0,06
0,06
0,06
0,06
0,06
0,08
—
0,06
0,C6
0,06
—
0,03
0,06
0,06
0,06
0,06
0,03
0,06
0,06
2,20
2,20
2,15
2,34
2,34
2,34
2,37
2,34
39
34
39
38
2,39
2,75
2,64
78
64
64
2,75
2,67
2,72
2,61
2,64
Установлен
контрольный клапан в ли-
нии нитрометана
не
Воспламенитель
сработал
Взрыв от воздушной
ударной волны
Воспламенитель не
сработал
Воспламенитель не
сработал

Продолжение табл. 1
I!
X «
Резервуар
S S
2 *Л
И8
ill
til
S 2
ш о
И-
^ X 5
III
Применит
201 В12
202 В12
203 В12
204 В12
205 В12
206 В12
200
200
200
0
0
200
73
73
Опыты с 90-проц. перекисью
водорода вместо кислорода
Воздух

Количество
перекиси
водорода, мл
100
100
50
50
800
100
6,5*
6,5
6,5
6,5
14
6,5
690
690
690
690
690
690
231
231
231
231
51,2
231
10,54
10,5
10,5
10,5
5,79
10,5
А
АХ
60
53
56
0
0
0,Г8
0,08
0,06
0
2,78)
2,78/
2,75
Не вся перекись во-
дорода попала во
время Опыта в
камеру
') В опытах № 79, 80, 121, 122 и 129—203 в качестве флегматизатора применялся бензин в количестве 4*.
') Применялась кислородная форсунка диаметром 0,65 мм, за следующими исключениями: 2 мм в опытах № 41—46; 1 мм в опытах
№ 201-204; 5,8 мм в опыте № 205; 1,5 мм в опыте М 206.
В опытах № 98 и 99 вместо кислорода был применен воздух; в опыте № 114 кислород вообще не применялся.
3) Числа означают: давление в кислородном баллоне (давление за форсункой), давление, показываемое манометром во время опыта.
4) Сопло прогорело до большего размера, чем указано.

Химические топлива. Мононитрометан 151
газ высокого давления сразу поступал в резервуар с моно-
нитрометаном.
Результаты первых семи опытов были отрицательными
вследствие того, что в них не применялся кислород для
облегчения запуска и поддержания реакции. Реакция или
совсем не начиналась, или происходил взрыв. Последний
происходил вследствие того, что реакция начиналась уже при
наличии избытка мононитрометана в камере. Это означает,
что для получения удовлетворительных результатов
недостаточно только надежной системы воспламенения. Кроме
этого, весьма важен правильный выбор размеров сопел, и
отрицательные результаты некоторых из первых семи
опытов частично обусловлены и этим обстоятельством.
С восьмого опыта стали подавать в камеру кислород. До
опыта № 46 подачу кислорода осуществляли следующим
образом. Баллон, содержащий кислород под давлением 150 кг/см2,
соединялся с форсункой камеры стальным трубопроводом с
игольчатым клапаном. Между этим клапаном и форсункой
имелся манометр. Когда манометр показывал нужное
давление, клапан открывался. После окончания опыта подача
кислорода прекращалась. Такой порядок производства опыта
гарантировал наличие кислорода в камере в начале каждого
опыта. Тем не менее, в процессе опыта подача кислорода
в камеру, очевидно, уменьшалась и даже, возможно, совсем
прекращалась вследствие противодавления, развивающегося
в камере в результате реакции. Замер давления на
кислородной форсунке со стороны резервуара не производился.
Положительное влияние кислорода доказывают
результаты семнадцати опытов, давших диаграммы давления,
точно соответствующие типу А. Однако в этой серии опытов
(№№ 11—40) наблюдалось три сильных взрыва в камере и
восемь случаев отсутствия воспламенения. Дальнейшие
опыты (№№ 128—200) показали, что эти явления были
непосредственным следствием неравномерной и ненадежной подачи
кислорода. Все три взрыва произошли в тех случаях, когда
давление в резервуаре с нитрометаном создавалось с помощью
воздуха. Если учесть данные статьи [2] по вопросу о
детонации мононитрометана, то можно заключить, что причиной
взрывов явилось длительное воздействие на мононитрометан
воздуха высокого давления.
Как показали опыты №№ 41—46, увеличение диаметра
выхлопного сопла неблагоприятно влияло на ход реакции.
Во всех шести опытах реакция имела взрывной характер,
не развивала постоянного давления, а создавала лишь пики
высокого давления, порядка 70 кг/см2. Последующие опыты
показали, что причиной этих явлений был чрезмерно боль-

152 Беллинджер и др.
шой диаметр выхлопного сопла, который не обеспечивал в
камере достаточного давления кислорода.
В опытах №№ 47—123, с целью создания в камере более
высокого давления кислорода, последний подавался в камеру
при помощи другого приспособления, именно: кислородный
баллон посредством быстродействующего клапана
сообщался прямо с кислородной форсункой. Управление клапаном
производилось от „цепи безопасного зажигания" так, что он
открывался за 0,14 сек. до начала впрыска мононитрометана
в камеру и закрывался после окончания опыта. Начиная с
опыта № 47, был изменен и способ впрыска
мононитрометана. Резервуар помещался на более низком уровне, чем
камера, и его дно непосредственно соединялось с форсункой
полудюймовой трубой из нержавеющей стали. Подача
мононитрометана в камеру осуществлялась открытием клапана
между резервуаром и баллоном с нагнетающим газом, так
что полное давление G0 кг/см2) газа сразу воздействовало
на нитрометан в резервуаре. Это устранило длительное
соприкосновение нагнетающего газа с мононитрометаном.
Первые клапаны такого устройства несколько пропускали
газ, и поэтому некоторое количество мононитрометана
поступало в камеру до начала опыта, что в опытах №№ 47 и 48
привело к взрыву. В следующих опытах (№№ 49—59)
использовались те же клапаны, но преждевременное
проникновение мононитрометана в камеру было устранено установкой
на резервуаре слегка приоткрытого игольчатого клапана.
Несмотря на трудности, вызванные клапанами, большая
часть опытов с № 49 по № 59, в том числе и те, в которых
для подачи мононитрометана употреблялись
разбрызгивающие форсунки, дали хорошие диаграммы давления. Клапан,
дававший течь, был с опыта № 60 заменен другим более
простой конструкции и удобным в эксплоатации (чертеж
этого клапана дан в окончательном отчете [4]). В закрытом
положении клапан соединял резервуар с атмосферой, и если
давление кислорода в камере повышалось, то кислород мог
выходить из камеры через резервуар. Это имело место в
опытах №№ 62, 63 и 64 вследствие применения больших
входных сопел для кислорода. В опыте № 64 мононйтроме-
тан взорвался в резервуаре при внезапном приложении
давления воздуха. В дальнейших опытах специально проверялось,
что принятая комбинация форсунок и выходных сопел для
кислорода гарантирует отсутствие повышенного давления
кислорода в камере.
С опыта № 65 была принята следующая общая методика:
путем применения азота в качестве нагнетающего газа, а
также вследствие устранения возможности возникновения

Химические топлива. Мононитрометан 153-
в камере избыточного давления кислорода взрывы в
резервуаре были сведены до минимума. Полагая, что, кроме подачи
кислорода, имеются три важных переменных—площади
сечений выходного сопла и форсунки для мононитрометана, а
также объем камеры, были собраны данные об этих величинах*
для вывода соотношений, соответствующих
удовлетворительной работе двигателя.
Для вывода соотношения между этими тремя величинами
введены,и подсчитаны для всех опытов две безразмерные
константы:
V — Ае
—отношение объема камеры в степени % к площади
выхлопного сопла (этот параметр весьма близок к тому, который
использовался работниками авиационной лаборатории Гуг-
генгейма в Калифорнийском технологическом институте [5],
но их параметр не был безразмерным) и
А*=А/
—отношение площади поперечного сечения выхлопного сопла
к площади поперечного сечения форсунки для
мононитрометана.
Объем реактивного двигателя без сопла составлял
610 см*. (В предшествующей статье [2] приведена схема
испытательной камеры.) Объем выхлопного сопла—75 смъ^
Объем камеры мог быть увеличен путем использования
двух приставок того же диаметра, как и диаметр двигателя,
длиной 75 и 150 мм C8 см* на каждый сантиметр длины)..
Приставки были снабжены фланцами, которые давали
возможность присоединить их к камере, друг к другу и к
выхлопному соплу. Таким образом, с приставками объем камеры
совместно с соплом мог быть равен 685 смг, 980 смг9 1260 см3
и 1560 см*.
Опыты №№ 65-71 подобны A^=231, Л*г=5,05). В них
имели место большие колебания давления. Изменение размеров
форсунки для мононитрометана (опыты №№ 73—78) с таким
расчетом, чтобы V*=231 и Л*=10,5, сгладило кривую
давления. То же самое было достигнуто соответствующим
изменением объема камеры (К*=400, Л*=5,05) в опытах №№ 85, 86.
Опыты №№ 86—97 показали, что для возникновения
реакции нет необходимости в катализаторе—ацетилацетонате
хрома (V*=400, Л*=5,05).
В опытах №№ 100—105, проводившихся с новым
выхлопным соплом (^*=119, Л*=9,18), колебания давления
наблюдались только в начале процесса. Эти колебания были

454 Беллинджер а др.
ликвидированы (опыты №№ 106—ПО) применением камеры
большего объема A/*=205, А*=9,8) или меньшего размера
«форсунки для мононитрометана (V*=119, Л*=20,4; опыты
J6№ 111-112).
В опытах №№ 111-118 A/*=119, Л* от 6,6 до 20,4)
вследствие увеличения размеров форсунки мононитрометана
наблюдалось увеличение крутизны кривых давления вплоть
до возникновения взрыва. В опыте № 114 не было
воспламенения из-за отсутствия подачи кислорода. Опыты № 98 и
№ 99 показали, что воздух не может заменить Аклород.
В опытах №№ 119 и 120, в которых использовалась
форсунка для мононитрометана диаметром 1,5 мм, произошел
взрыв в форсунке, причем труба из нержавеющей стали
диаметром 12,5 мм была разорвана по длине более чем
10 см. Взрыв произошел вследствие ударного воздействия
газа высокого давления (см. статью [2]). В опытах №№ 121 и 122
применялась форсунка немного большего диаметра A,8 мм) и
прибавлялись флегматизаторы мононитрометана B% ацетил-
яцетоната хрома и 4% бензина). Это предотвратило
повреждение аппаратов от взрыва, но вместо нормальной
кривой давления были получены два максимума A30 кг/см2)
и после каждого опыта наблюдалось сильное разогревание
резервуара и подводящей стальной трубки. Это
свидетельствует о том, что некоторое количество мононитрометана
разлагалось в системе за форсункой, и приводит к выводу,
что наименьший допустимый диаметр форсунки равен 2 мм.
От резервуара до сопла мононитрометан проходил по 12,5-лш
трубе из нержавеющей стали путь, составлявший
приблизительно 250 мм.
В опыте № 123 было выбито выхлопное сопло и сгорел
клапан управления подачей кислорода. Авария клапана
заставляет сомневаться в точности его работы в ходе этого
опыта; причину же взрыва установить не удалось.
В начале опытов №№ 124—127 в камере была создана
атмосфера кислорода. Для этого через камеру в течение
некоторого временя перед началом опыта пропускали
небольшую струю кислорода, поддерживая ее и в начале опыта.
Все четыре опыта оказались неудачными вследствие того,
что после воспламенения наблюдалось падение давления.
Отсюда было сделано заключение, что одного наличия
кислородной атмосферы еще недостаточно и что кислород
необходимо подавать и в течение первой части опыта.
Для изучения вопроса о применении кислорода для
реакции была вновь принята та же система подачи
кислорода, которая применялась в опытах №№ 8—46, но с рядом
усовершенствований. Труба из нержавеющей стали диамет-

Химические топлива. Мононитрометан
155
'
ром 6 мм от манометра на баллоне с кислородом была
пропущена через стену к игольчатому клапану,
находившемуся в комнате с приборами. За клапаном стоял манометр,
который был связан с форсункой для кислорода,
находящейся в двигателе, другой трубой того же диаметра,
проходившей через стену в огороженное пространство, в
котором находились двигатель и баллон с кислородом.
Такая система позволяла включать кислород под
необходимым давлением до начала
опыта, а во время опыта
следить за изменением давления
кислорода. Предварительно
была изучена зависимость
между давлением кислорода
в форсунке и его давлением * 70 -
в камере при наличии движе- *
ния кислорода, для чего в ка- *|
мере был установлен водяной 1
манометр. Оказалось, что при *
давлении кислорода в камере 1
порядка 250 мм вод. столба |
кислород проходит через мо- <ч
нонитрометан B00 мл)
обратно в резервуар.
На рис. 3 показана
зависимость между давлением
кислорода в форсунке и
давлением в камере, создающимся
вследствие притока
кислорода. Все эти данные относятся
к одним и тем же условиям
в форсунке; наблюдающиеся
различия являются следствием малых размеров кислородной
форсунки, которая не могла быть все время полностью
открыта. Многие трудности явились следствием частичного
засорения форсунки. Все же мы получаем здесь важные сведения
о роли кислорода в реакции.
Опыт № 128 проводился при давлении кислорода в камере,
равном 225 мм вод. столба, что считалось безопасным.
Однако мононитрометан взорвался в форсунке. Это
свидетельствовало о том, что некоторое количество кислорода
попало по трубопроводам в линию подачи. Опыт № 129, в
котором применялся мононитрометан с флегматизатором,
закончился успешно. Из этих двух опытов был сделан вывод,
что давление кислорода в 225 мм вод. столба слишком
велико, чтобы быть безопасным.
52,5-
35
/75
0 125 250 375 500 625
Давление в двигателе в мм водяного столба
Рис.3. Зависимость между давлением
кислорода у у подающей кислород
форсунки и давлением кислорода в
камере сгорания реактивного
двигателя.

156 Беллинджер и др.
Во всех опытах впускные отверстия для кислорода,
воспламенителя и мононитрометана были расположены на
линии диаметра реактивного двигателя. В опытах №№ 1 — 127
выпускные отверстия воспламенителя и кислорода
располагались под углом 45° друг к другу, а отверстие для
мононитрометана—под углом 180° к отверстию для кислорода.
Недостатком такого расположения входных отверстий являлась
возможность проникновения кислорода в подводящий
патрубок мононитрометана, если ток кислорода включался перед
началом опыта. Поэтому начиная с опыта № 128 и во всех
последующих впускные отверстия для мононитрометана и
воспламенителя располагались под углом 45° друг к другу,
а отверстие для кислорода—под углом 180° к входному
отверстию для пламени.
Опыты №№ 130 и 131 показали, что давление кислорода,
равное 38 мм вод. столба, недостаточно. Из опытов
№№ 132—142 следует, что для устойчивой хорошей работы
достаточно давление 125—150 мм вод. столба. Начиная с
опыта № 132 производилась запись давления в кислородном
баллоне, давления во входном сопле для кислорода и
максимального давления, показываемого манометром. Таким
образом, в табл. 1 числа 140/35/56 означают, что давление
в кислородном баке было равно 140 кг/см*, давление
кислорода в форсунке — 35 кг/см2 и максимальное давление во
время опыта, показываемое манометром,—56 кг/см2. Во всех
случаях (опыты №№ 132 —142), когда происходила реакция,
давление кислорода по манометру было выше, чем
первоначальное давление кислорода в форсунке.
Опыты №№ 141 — 145 показывают, что более важным
фактором является не количество протекающего кислорода,
а давление кислорода в камере. При одном и том же
количестве кислорода, протекающего через камеру в опытах
№№ 142 и 143, в опыте № 143 не было воспламенения.
В опыте № 143 применялись выхлопные сопла большого
размера, и поэтому давление кислорода в камере было ниже.
Опыты №№ 142—152 показали, что устойчивое воспламенение
может быть достигнуто и при использовании больших
выхлопных сопел, если дается достаточное давление
кислорода. Важность этого фактора доказана также целым рядом
других опытов (№№ 155—164).
После опыта № 164 форсунка для кислорода была
тщательно прочищена, и при калибрировании были получены
результаты, приведенные на рис. 3 для опытов №№ 165—173.
Оказалось, что для поддержания давления кислорода в
камере, равного 152,4 мм вод. столба, необходимо иметь в
кислородной форсунке давление 16 кг/см2. Таким образом,

Химические топлива. Мононитрометан 157
небольшие изменения давления кислорода в форсунке
приводят к значительным изменениям давления кислорода в
камере, что нежелательно. Вдобавок возрастает вероятность
прекращения подачи кислорода во время опыта под
действием противодавления. Ввиду этого было решено создать
высокое давление кислорода за форсункой и избыточное
давление кислорода в камере во время опыта.
Вследствие этого в опытах №№ 174—200 между
резервуаром и входной форсункой для мононитрометана был
установлен контрольный пружинный клапан, чтобы не
пропускать кислород из камеры в трубы и резервуар.
Клапан оправдал себя во всех опытах, кроме № 178; в этом
случае седло клапана не было проверено перед началом
опыта. При наличии контрольного клапана, в камере можно
создать полное давление кислорода без опасения, что
кислород прорвется в резервуар.
Во всех этих опытах (№№ 174—200, а также и №№ 65—123),
когда в камере поддерживалось высокое давление кислорода,
были получены удачные результаты. Таким образом, кроме
эффективного метода зажигания, необходим еще
соответствующий метод подачи кислорода.
Опыты №№ 174 — 200 показывают также, что при
достаточной подаче кислорода нет необходимости в катализаторе
горения и что смесь 4% бензина и 96% мононитрометана
оказалась вполне удовлетворительной. При выяснении роли
катализатора горения (в серии опытов №№ 166—17?, в
которых подача кислорода производилась под низким
давлением) в опытах №№ 166—169, в которых к нитрометану
прибавлялось 4 % бензина, наблюдалось более низкое
давление, чем в опытах №№ 171 —173, в которых к моно-
нитрометану, кроме 4% бензина, прибавляли 2% ацетил-
ацетоната хрома.
Одной из особенностей опытов №№ 174—200, по
сравнению с остальными опытами, было большое количество
выделяющегося тепла; после каждого опыта производилось
охлаждение двигателя обливанием камеры водой, при этом
вода при соприкосновении со стенками камеры вскипала.
В месте, где происходит соприкосновение мононитрометана
с кислородом, стенка камеры из нержавеющей стали
подверглась значительной коррозии и износу. Это необходимо
учитывать при конструировании оборудования для самолетов-
снарядов. В тех же опытах наблюдался также значительный
износ устья выхлопного сопла. ч
В табл. 2 и графически на рис. 4 даются различные
значения параметров V* и А* и полученные при этом типы
диаграмм давления. Из рис. 4 следует, что при работе с

158
Беллинджер и др.
мононитрометаном требуется большой объем камеры и малые
размеры входного и выхлопного сопел.
Таблица 2
РЕЗУЛЬТАТЫ, ПОЛУЧЕННЫЕ ПРИ РАБОТЕ
С РЕАКТИВНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ И ПРИ РАЗЛИЧНЫХ
КОМБИНАЦИЯХ ПАРАМЕТРОВ ]/*и А*
(си. также табл. 1).
V*
24,
36,
51,
88,
119
205
231
249
348
400
3
2
2
6
1
12,2*
12,2*
9,29*
47,1-
9,81-
9 81-
5,05
5,05-
5,05-
5,05-
-АХ
-ВХ
-АХ
-С
-С
-С
-С
22,7 —
9,03-
20,4-
10,5 —
10,5 —
10,5 —
А*
АХ
-С
А
А
А
А
20
7
2
,4-
,66-
,96-
—
-АХ
-А
-В
—
—
6,62*
—
so
A*
40
20
1
1
l\ ^ Пределы детонации
\^^^ при воздушном ударе
VAX >^! ^^\!^
S. ВХ АХ А
0>>^ А ее
А **
С
i ¦ ¦
-
-
А
-60
-АО
- 20
100
200
V* 300
400
Рис.4.
двигателя
Зависимость между размерами форсунки, объемом камеры
геля и типом получающейся кривой «давление—время*.
Использование перекиси водорода с мононитрометаном
После окончания исследования вопроса о совместном
применении кислорода и мононитрометана были поставлены
опыты по использованию вместо кислорода 90-проц. перекиси водо-

Химические топлива. Мононитрометан 159
рода. Три проведенных опыта (№ 201, 202 и 203) дали хорошие
результаты, которые во всех отношениях можно сравнивать
с результатами опытов № 174 — 200, в которых применялся
кислород.
Были проведены два опыта, в которых испытывали
воспламенитель и перекись водорода без нитрометана. Эти опыты
показали, что перекись водорода недостаточно разлагалась
воспламенителем, чтобы обеспечить требуемое давление в
камере.
В опытах № 201—203 оказалось, что сопло диаметром
1 мм может пропустить за время опыта только 50 мл
перекиси вместо 100 мл. В опыте № 206 для подачи в камеру
100 мл перекиси применялось сопло диаметром 1,5 мм. Это
привело к взрыву, который полностью разрушил реактивный
двигатель. Воспламенитель при взрыве был измельчен в
порошок, и поэтому не удалось установить, сработал он во
время опыта или нет. Причиной взрыва могло быть
отсутствие воспламенения, так как известно, что смесь мононитро-
метана и перекиси водорода является взрывчатой [5]. Взрыв
произошел до того, как в камеру двигателя было впущено
все количество мононитрометана и перекиси водорода.
Несмотря на разрушение двигателя, выхлопное сопло осталось
невредимым и даже не было выброшено за пределы
ограждения. Это несомненно говорит о том, что произошла
истинная детонация. Последняя распространилась приблизительно
на 125 мм по длине 12,5-дш трубы из нержавеющей стали,
которая при взрыве разлетелась на мелкие кусочки.
Резервуар же разлетелся на крупные куски.
Было решено, что совместное применение мононитрометана
и перекиси водорода является слишком опасным, хотя и
может при надлежащем режиме работы дать значительную
мощность. Повидимому, гораздо безопаснее применять с мо-
нонитрометаном газообразный кислород, так как в этом
случае при отсутствии воспламенения и в других подобных
случаях не происходит реакции, в то время как при работе
с мононитрометаном и перекисью водорода образуется весьма
склонная к детонации смесь жидкостей.
Выводы
Реакция с мононитрометаном может быть проведена так,
чтобы она обусловливала определенное нарастание давления
во времени, требующееся для пуска самолетов-снарлдов.
Мононитрометан должен применяться в сочетании с
кислородом или с его заменителем. При его применении
необходим надежный воспламенитель смеси на входе в реак-

160 Беллинджер и др.
ционную камеру. Воспламенитель для огнемета,
разработанный Военно-химическим ведомством США, является
удовлетворительным для этих целей.
Склонность мононитрометана к детонации, особенно в
присутствии кислорода под действием высокого давления
воздуха и в других условиях, связанных с большой скоростью
истечения, приводит к необходимости специальной
конструкции подающей системы. Создание такой конструкции
является основной проблемой в случае использования мснонитро-
деетана как источника энергии для самолетов-снарядов.
ЛИТЕРАТУРА
1. Bellinger с сотрудниками, Ind. Eog. Chem., 38, 160—169, 310—320;
627-030 (К46).
2. Ibid., 40, 1320 A948).
3. Chemical Warfare Service, Tentative Specification, № 196-131-229,
25.3.1944 и № 196-131-230, 5.3.1945.
4. Ibid., Report, No. 3, Research Branch, 28, 7. 1945.
*5. Guggenheim Aeronautics Laboratory, California Institute of
Technology— частное сообщение.

ВЫСОКОКОНЦЕНТРИРОВАННАЯ ПЕРЕКИСЬ ВОДОРОДА <
ФИЗИЧЕСКИЕ И ХИМИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА
Э. Шэнли. Ф Гриншпан
/Е. S. Shanley, F. P. Greenspan, „Highly Concentrated Hydrogen Peroxide. Physical and Chemi-
1 cal Properties", Ind. Eng. Chem., 39, № 12; 1536—1543, 1947)
/
Аннотация
В статье приведены физические свойства 90-проц.
перекиси водорода, рассмотрен процесс разложения перекиси
водорода с учетом катализа и стабилизации. Описаны типичные
реакции высококонцентрированной перекиси водорода, в том
числе применение перекиси в органическом синтезе,
процессах отбелки, полимеризации и производстве взрывчатых
веществ. Вопросы обращения с концентрированной перекисью
рассмотрены с точки зрения техники безопасности.
¦ ¦ *
Во время второй мировой войны перекись водорода
нашла новые области применения. Некоторые из них уже
освещались в литературе [1, 2, 4, 8]*. Перекись водорода
высокой концентрации (90%) стали изготовлять в
промышленном масштабе. Целью настоящей работы является описание
свойств такой высококонцентрированной перекиси.
Некоторые физические свойства ее приведены в табл. 1.
Таблица 1
СВОЙСТВА 90-ПРОЦ. ПЕРЕКИСИ ВОДОРОДА
Внешний вид Прозрачная бесцветная жидкость
Запах Легкий (при комнатной температуре )
Удельный вес 1,393 при 18°С [22]
Вязкость 0,0130 пуаз при 18°С [22]
Точка замерзания . . . — 1РС [23]
Точка кипения .... 140°С с разложением
Показатель преломления п20/) 1,3998 [14]
Диэлектрическая
постоянная 97 при 0°С [9]
Стабильность
Очень чистые растворы перекиси водорода* весьма
стабильны. Рыночный 90-проц. продукт практически содержит лишь
перекись водорода и воду. Данные по скорости разложения
приведены в табл. 2.
* Статьи Белинджера и Кулей см. в сб. 1 „Физика и химия реактивного
движения*, Госиноиздат, 1948.
11-295

162
Шэнли и Гриншпан
Разложение перекиси водорода представляет собой сильно
экзотермическую реакцию [21]:
Таблица 2 Н2О2(г)->Н2О(г) + -~О2, A)
СТАБИЛЬНОСТЬ ПЕРЕКИСИ
ВОДОРОДА ПРИ РАЗЛИЧНЫХ
ТЕМПЕРАТУРАХ
АЯ= — 23 ккал,
Темп.,°С
30
66
100
140
Приблизительная скорость
разложения
1% В ГОД
1% в неделю
2о/о в 24 часа
Быстро разлагается с
кипением
Но несмотря на
значительное изменение
свободной энергии, скорость
разложения в отсутствии
катализатора очень низка.
Рассмотрение данных по
свободной энергии указывает,
оказывают никакого влияния
что достижимые давления не
на разложение перекиси водорода. Для реакции A)
А/7298=—RT 1п/С= — 30000 кал,
30000
Перекись водорода характерна тем, что существует
большое число разнообразных катализаторов ее разложения, и
тем, что уже незначительные количества таких катализаторов
вызывают сильное действие. Табл. 3 показывает влияние
Таблица 3
ВЛИЯНИЕ ПРИМЕСЕЙ НА СТАБИЛЬНОСТЬ
ПЕРЕКИСИ ВОДОРОДА
Потеря активного
кислорода от /
первоначального
количества в
течение 24 часов
при 100°С,Х
Без добавки
Алюминий . •
Хром ....
Медь ....
Железо
Олово .
Цинк .

Количество
бавки,
10
0
0
0
1
10
10
ДО-
мг/л
,i
,01
л
,о
2
2
96
24
85
15
2
10
добавок некоторых тяжелых металлов к продажной
перекиси водорода слабокислой реакции. Во всех случаях металлы
добавлялись в виде растворимых солей. Многие, хотя и не

Свойства перекиси водорода 16$
все, тяжелые металлы являются активными катализаторами
разложения. Имеется предположение, что каталитическ»
действуют только те металлы, которые обладают более чем
одной валентностью и характеризуются соответствующим
окислительно-восстановительным потенциалом.
Многие ферменты и энзимы, например содержащиеся в
экстракте печени, слюне, дрожжах и т. д., способны
вызывать разложение перекиси водорода. Эти вещества очень
активно разлагают разбавленную перекись водорода, но они
иногда сами разрушаются концентрированным раствором перекиси
прежде, чем успевают вызвать разложение.
Катализировать разложение перекиси водорода может
всякая пыль или грязь.
Обычно кислые растворы перекиси водорода более
стабильны, чем щелочные. Повидимому, ион ООН"" принимает
участие в реакции разложения, причем концентрация этого
иона выше в щелочном растворе [20]:
Кислоты, повидимому, являются единственными веществами,
которые увеличивают стабильность перекиси водорода.
Точно оценить влияние щелочи на стабильность затруднительно,
вследствие исключительной чувствительности растворов к
катализу. Следы катализаторов, добавленные вместе со
щелочами, обусловливают большую часть наблюдаемого
эффекта. В табл. 4 приведены данные о скорости разложения
растворов перекиси водорода с добавками гидроокиси натрия,
показывающие, что загрязнения в щелочи играют главную
Таблица 4?
ВЛИЯНИЕ ПРИМЕСЕЙ В ЕДКОМ НАТРЕ НА СТАБИЛЬНОСТЬ
ЩЕЛОЧНЫХ РАСТВОРОВ ПЕРЕКИСИ ВОДОРОДА
Состав
Скорость разложения при
комнатной температуре
6% продажная Н2О2 (водный раствор)....
бо/о продажная Н2Оо + 20% продажи. NaOH .
бо/о . . + 20о/о х. ч. NaOH ....
6% . . + 20% NaOH (повторно
очищенный абсорбционным методом)
б-проц. трижды перегнанная Н2О2 (водный
раствор)
6% проц. трижды перегнанная Н202 + 20°/о
NaOH, повторно очищенного абсорбционным
методом
11*
2% в год
(приблизительно)
79<у0 в 24 часа
53<у0 в 24 часа
5% в 24 часа
2% в год
2о/о в 24 часа

164 '' Шэнли и Гриншпан
роль. При использовании в качестве добавки очень чистого
<едкого натра первостепенное значение приобретают примеси,
-содержащиеся в самой перекиси водорода.
Интересно отметить, что промышленный продукт
содержит лишь следы каталитических примесей.
Щелочные растворы перекиси водорода, вне зависимости
от степени их чистоты, всегда менее стабильны, чем кислые
растворы той же степени чистоты. Так, например, если к
слабокислому раствору перекиси водорода добавить неболь-,
шое количество ионов тяжелых металлов, например меди,
свинца, марганца или кобальта, то скорость разложения
может возрасти с одного или двух процентов в год до
нескольких процентов в неделю. Те же растворы при добавке
щелочи полностью разлагаются в течение нескольких минут или
. часов.
Стабилизация
В качестве „стабилизаторов" перекиси водорода было
предложено и испытано большое количество веществ. Эти
материалы, за исключением кислот, повидимому, не
оказывают никакого влияния на самую перекись водорода, действие
же их основано на удалении или дезактивации катализаторов
разложения. Одна группа стабилизаторов обязана своим
действием способности к образованию комплексов, что является
средством удаления ионов тяжелых металлов из раствора; в
эту группу входят пирофосфаты, фториды, цианиды и
различные органические вещества, например 8-оксихинолин,
ацетанилид и др. Действие другой группы стабилизаторов,
повидимому, основывается на их адсорбционной способности;
такие вещества, как свежеосажденный глинозем и кремнезем,
водная окись сурьмы и водная окись олова, в различной
степени увеличивают стабильность растворов перекиси водорода.
Для растворов перекиси водорода нельзя ограничиться
одним, „лучшим" стабилизатором. Эффект применения
стабилизатора зависит от природы катализатора, рН раствора,
температуры и других факторов. Так, разложение под действием
меди при некоторых обстоятельствах больше замедляется
двуокисью олова, чем пирофосфатом, в то время как для
ионов хрома имеет место обратное соотношение.
Отсюда следует, что чистота является лучшей гарантией
стабильности перекиси водорода при хранении.
Стабилизаторы при хранении перекиси водорода приходится применять
только в тех случаях, когда продукт недостаточно чист или
когда он хранится в неподходящей таре. Возможно, более
серьезный довод в пользу применения стабилизаторов

Свойства перекиси водорода
165
состоит в том, что оно является предупредительной мерой
при случайных загрязнениях растворов. В некоторых случаях
такая мера и оправдывается, но при наличии сильного
загрязнения никакие добавки не могут предотвратить быстрого
разложения. Хранение и транспортировка перекиси водорода с
добавлением значительных количеств стабилизаторов,
например фосфатов или станнатов, вошли в повседневную
практику. Современная тенденция в этом вопросе сводится к
повышению чистоты перекиси и уменьшению использования
стабилизаторов.
Растворимость
Концентрированная перекись водорода смешивается во
всех отношениях с этанолом, изопропанолом, ацетоном, этил-
целлосольвом *, пиридином и многими другими веществами,
с которыми вода также смешивается в любых отношениях.
Кроме того, в ряде органических соединений перекись
водорода более растворима, чем вода. В табл. 5 указано число
граммов 90-проц. перекиси водорода, которое растворяется в
100 г растворителя. С целью сравнения даны цифры
растворимости для воды. Все данные относятся к комнатной
температуре.
Таблица 5
СРАВНЕНИЕ РАСТВОРИМОСТИ 90-ПРОЦ.
ПЕРЕКИСИ ВОДОРОДА И ВОДЫ
Метилметакрилат
Аллимер CR-39 (мономер)*
Диметилфталат
Диэтилфталат
Этилацетат
Анилин
г 90-проц.
Н,О3/100 г
раствори•
теля
г Н,О/100 г

растворителя
18
28
28
2,5
оо
оо
1,0
3,0
1.6
1,0
3,5
3,5
+) Аллимер CR-39 представляет собой жидкий мономер,
служащий исходным сырьем для получения прозрачных аллиловых
пластмасс. (Прим. ред.)
При обращении с растворами концентрированной
перекиси водорода в органических веществах необходимы меры
предосторожности. Бурные реакции при смешивании редки,
но в небольшом числе случаев они все-таки происходят. Рас.
* Этилцеллосольв — моноэтиловый эфир гликоля.

J66
Шэнли и Гриншпан
500
300
200
wo
, Серная кислота
^Азотная кислота
, Уксусная кислота
творы, содержащие спирты, кетоны, сахара и т. д.,
относительно стабильны, если их не перебалтывать, но в
некоторых условиях-они сильно детонируют.
Перекись водорода как ионизирующая среда
Как сообщалось, 90-проц. перекись водорода имеет
диэлектрическую постоянную 97 при 0°. Более разбавленные рас-
, творы перекиси
водорода имеют еще более
высокие значения
диэлектрической постоянной —
максимум 120 для
раствора, содержащего 35%
по весу Н2О2 [9]. Эти
растворы являются хорошей
ионизирующей средой,
что вытекает из работ
прежних исследователей
[9, 17].
В нашей лаборатории
подтвердилось
положение, что многие соли
обладают одинаковой
электропроводностью в
растворах, содержащих от 0
до 90% перекиси
водорода. Однако кислоты
имеют иные свойства, чем
соли, и обладают более
низкой эквивалентной
электропроводностью в
растворах в перекиси
водорода. Это
иллюстрируется кривыми на рис. 1.
I
о> 200
ию
, Сульфат аммония
4 Нитрат натрия
Ацетат натрия
О 20 40 60 80
Процент перекиси водорода
Рис. 1. Влияние солей и кислот на
электропроводность перекиси водорода.
Содержание энергии
Разложение перекиси водорода является экзотермической
реакцией [24]:
) + -1-О,(г)+23 450 кал. B)
Полное разложение 1 л 90-проц. перекиси водорода дает
589 г газообразного кислорода и 801 г водяного пара. При
адиабатических условиях вычисленная температура
продуктов разложения составляет 750°С, а их вычисленный объем

Свойства перекиси водорода 167
при этой температуре и давлении в 1 агпм равен
приблизительно 5000 л. Очевидно, что такая система может стать
источником движущей силы.
Кислород, образующийся при реакции разложения B),
может быть использован для сжигания топлива, благодаря
чему сильно увеличивается общий выход энергии на грамм
топливной смеси.
Окислительные свойства
Концентрированная перекись водорода обладает тем же
общим окислительным действием, которое было отмечено
для более слабых ее растворов. Однако переход от свойств
водных растворов перекиси водорода к свойствам чистой
перекиси водорода, содержащей относительно небольшое
количество воды, связан с проявлением специфических свойств
мощного окислительного агента. Такие свойства ее, как
большая растворимость в органических жидкостях, высокая
концентрация окислителя и относительно небольшое
содержание воды, приводят к тому, что в уже известных
процессах, проводимых с перекисью водорода, применение
концентрированной перекиси ведет к увеличению эффективности
и открывает, кроме того, новые возможности ее применения.
Важными факторами, регулирующими реакцию перекиси
водорода и дающими ей определенное направление,
являются концентрация водородных ионов, наличие .и природа
катализатора, а также температура. Путем надлежащего
выбора растворителя имеется возможность видоизменять
действие концентрированной перекиси водорода. Так, применяя
алифатические кислоты в качестве растворителей, можно
получить характерные реакции надкислот.
Окислитель в органическом синтезе. В табл. 6 приведены
результаты изучения типовых реакций, протекающих при
взаимодействии концентрированной перекиси водорода с
различными органическими соединениями. Перекись водорода
может применяться в кислых, щелочных или нейтральных
растворах, равно как и в безводной среде, как таковая или
с нейтральным растворителем. В качестве окислительного
агента перекись (водорода выгодно отличается тем, что
побочным продуктом при реакции является только вода. Это имеет
огромное значение в производстве красителей,
фармацевтических препаратов и пищевых химикатов, где металлические
загрязнения, источником которых являются окислители,
вредно отражаются на конечном продукте. Применяя
алифатические кислоты в качестве растворителей, можно про -

РЕАКЦИИ 90-ПРОЦ. ПЕРЕКИСИ ВОДОРОДА С ТИПИЧНЫМИ ОРГАНИЧЕСКИМИ СОЕДИНЕНИЯМИ
Таблица 6
Реагент
Алифатические
кислоты
(уксусная)
Алкоголи
(этанол)
Альдегиды
(гексальде-
гид)
Первичные
амины (этил-
амин)
Окислитель
90-проц.
Н3О2
» 9
9 9
*. *

Растворитель
—
—
—
Условия опыта
22—23° С,
катализатор \%
H2SO4
40° С,
катализатор—0,01 %
Fe+ + +
80°С
22—23° С
Результат
Образование
надкислоты
Уксусная
кислота с
выходом
приблизительно 50%
Капроновая
кислота с
приблизительным
выходом
70% теоретич.
Сильное
разложение
перекиси; реакцию
трудно
регулировать; не
удалось
изолировать
.никаких продуктов
Реакция
RCOOH+H2O2+
RCOOOH+H2O
Н,О,
С2Н5ОН—*
-*сн,соон
н,о.
С5НпСНО >
С5НаСООН
Примечания
Быстрая
эффективная
реакция для
получения
надкислоты
Склонность к
переокислению
с выделением
СО2: в
отсутствии
катализатора реакция
на холоду не
идет
Ссылка на

литературу
[10,16]
—

Вторичные
амины (ди-
этиламин)
Третичные
амины (триэтил-
амин)
Парафины
(и-пентан)
Алицикличес-
кие
углеводороды (цикло-
гексан)
Олефины
A-пентен)
90-проц.
Н9О2
»» »
» »
П 0
-—
При
добавлении Н2О2
применяется
охлаждение
60° С,
продолжительность
10 часов
С
катализатором (Fef V, Мп)
и без
катализатора, с
обратным
холодильником
С
катализатором (Fe, V) и
без
катализатора, с
обратным
холодильником
С
катализатором (Fe,V)
или без ката,
лизатора
Диэтилгидро-
ксиламин,
выход около 50 И
теоретич.
Окись триэтил-
амина, выход
бОо/о
Не реагирует
» »
» »
н,о,
(C2H5JNH—>
*(C2H5JNOH
н,О,
(CaH5KN—-
>(C2H5)iNO
——
Скорость
реакции больше,
чем для
разбавленной
Н2О2,
выделение продукта
идет легко
Продукт
реакции
гигроскопичен,
выделяется с
трудом; реакция,
повидимому,
идет
количественно,
скорость больше,
чем для
разбавленной Н2О2
—

Применялась

разбавленная
Н2О2
[13]

Применялась

разбавленная
НаО2
17,13]
—

Продолжение табл. 6
Реагент
Олефины
(t-додецилен)
Ненасыщенные
кислоты с
одной двойной
связью
(олеиновая)
Ароматические
углеводороды
(бензол)
Окислитель
90-проц.
Н2Оа
То же t
То же

Растворитель

Муравьиная
кислота
То же
Условия опыта
40°С, с
последующим
омылением
Катализатор
1о/о серной
кислоты,
продолжительность 3
часа при 40°С,
с
последующим
омылением
Катализатор—
Ре+++полоски
алюминия
Результат
1,2-додекан-
диол, выход
около 75%
Диокси-
стеариновая
кислота
Фенол с
небольшим
выходом
Реакция
СН3(СН2)9СН=СН2
НзОз через RCOOOH
СН3(СН2)9СНСН2
НО ОН
С8Н17СН=СН(СН2OСООН
Н2О2 через RCOOOH
С8Н17СН СН(СН2OСООН
НО ОН
С„Цй Н2°2 Г||ОН
6 в ре + + v-ensUn
Примечания
—
Легко
вводятся гидроксиль-
ные группы,
90%
превращения
ДВОЙНОЙ связи
Реакциянеидет
в отсутствии
Ре++,даже с
обратным
холодильником
Ссылка на

литературу
[5,26]
[15];

применялась
зо<у0н2о2
[25]

Ароматические
углеводороды
(толуол)
р-Нафтол
Гидразобензол
Азобензол
Азобензол
То же
90-проц.
Н2О2 в
уксусной
кислоте
90-проц.
Н2О2
90-проц.
Н2О2
90-проц.
Н2О2 в
уксусной
кислоте
Уксусная
кислота
То же
—
Уксусная
кислота
С
катализатором (Fe.V) и без
катализатора с
обратным
холодильником ,
темп. 22—23°С
и с обратным
холодильником
40°С,
катализатор— 1%
H2SO4
22—23°С
22-23°С
Катализатор—
1<>/0Н25О4,после
медленного
прибавления
катализатора
температура
поднималась до 70°С
Не реагирует
а-Карбоксико-
ричная
кислота, выход 71<>/0
теоретич.
Азобензол,
выход 100% теор.
Не реагирует
Азоксибензол,
выход 100%
теоретич.
—
/\/\/ОН
la;
через RCOOOH
/\COOH
\/ СН=СНСООН
/\NH-NH/4 HaO2
и О"
/\-N=N-/\
4 1 1 J
N/ \/
—
/\N=N/\
U U н3оа
через RCOOOH
/\_М =N_/\
—
—
[6,15]
—
—

Продолжение табл. 6
Реагент
Анилин
Анилин
Бензальдегид
Антрацен
Окислитель
90-шроц.
Н2б2
90-проц.
Н2О2 в
уксусной
кислоте
То же
» »

Растворитель
—
Условия опыта
22—23°С
22—23°С;
окислитель добав-
ле н к водной
эмульсии
анилина,
содержащей
бикарбонат натрия
22—23°С;
катализатор—
1% H2SO4
Тонкий
порошок
антрацена
диспергирован в воде,
реакционная
смесь
постепенно
нагревалась до 50°С
Результат
Черный
продукт
85<7О азокси-
бензола+15%
нитробензола
Бензойная
кислота, выход
100% теоретич.
Антрахинон с
выходом 70%
теоретич.
Ц
Реакция
—
/\NH2
ч / н2о2
ч«р«з RCOOOH
/\NO2 /\_N=N/\
-1 1 +1 1 И II
\/ \/ о \/
/\сно
1 1 н2о2
4 / -)-
N/ через RCOOOH
/V_cooh
III! H*iO2
^ N/ через RCOOOH
ккю
6
Примечания
—
Ссылка на

литературу
—
[15]
[И]
[15]

Свойства перекиси водорода
173
водить важные реакции, характерные для надкислот,
благодаря высокой скорости образования этих соединений в
присутствии концентрированной перекиси водорода. Так,
например, применение концентрированной перекиси водорода
увеличивает эффективность реакции там, где ранее окисление
обыкновенно проводилось в уксуснокислой среде и с более
разбавленной перекисью водорода (т. е. 30%), как, например,
при получении замещенных хинонов [3] из производных
бензола и нафталина и хинолиновой кислоты из хинолина [18].
Интересно также сообщение об окислении каротина до
витамина А [19].
Компонент взрывчатых веществ. Взрывчатые составы
могут быть получены растворением некоторых горючих
материалов в концентрированной перекиси водорода. Такие
смеси достаточно стабильны, но сильно детонируют при
наличии надлежащего импульса. Характер материалов и
порядок концентраций, при которых наблюдается такой
эффект, будут рассмотрены в разделе о технике безопасности.
Таблица 7
СРАВНЕНИЕ ВВ НА БАЗЕ
ПЕРЕКИСИ ВОДОРОДА С НИТРОГЛИЦЕРИНОМ
Чувствительность к
удару*, кг/см ....
Выделение энергии,
/скал/г
Объем выделенного га
за, л/г
Скорость детонации,
м/сек
Глицерин +
+ 90-проц.
Н2О8 Сстехио-
метрическая
смесь;
15
1,6
1,0
6500

Нитроглицерин
2
1,6
0,7
8000
• Испытание с падающим грузом.
Некоторые данные по взрывчатым веществам на базе
глицерина с перекисью водорода приводятся в табл. 7, как
типичные для композиций такого рода. Данные относятся к
смесям, составленным из 90-проц. перекиси водорода и
глицерина, удовлетворяющим уравнению
С3Н8О3 + 7Н2О, -» ЗСО2 + 11Н2О.
Максимальная сила взрыва и чувствительность
свойственны стехиометрическим смесям, несмотря на то, что
действительная реакция не протекает с той полнотой, какая
следует по уравнению. Цифры табл. 7 указывают на возмож-

174 Шэнли и Гриншпан
ность использования концентрированной перекиси водсрсда
для получения взрывчатых композиций.
Отбеливающий агент. Концентрированная перекись
водорода, в силу своей высокой растворимости и более высокой
концентрации окислителя, возможно, найдет применение для
отбеливания масел, жиров и восков. Опыт показал, что 90-проц.
перекись водорода при отбелке пчелиного воска дает лучшие
результаты, чем эквивалентное количество 30-проц. перекиси.
Прекрасные результаты получены также при отбеливании
растворимых и нерастворимых сорбитановых эфиров.
90-проц. перекись водорода с успехом может применяться
для отбелки концентрированных кислот. Таким путем,
например, серная кислота и ледяная уксусная кислота дают
после отбелки бесцветные продукты. Отбеливание
концентрированной перекисью водорода может явиться одним иа
этапов регенерации отработанных кислот.
Реакция полимеризации
Перекись водорода является обычным катализатором] при
эмульсионной полимеризации соединений типа винильных
производных, например Буна S, стирола и метилметакрилата.
Объемную полимеризацию соединений винильного типа
лимитирует растворимость катализатора в мономере, в силу
чего водная перекись водорода C0%) .^указывается
неприменимой. До сих пор катализатором для таких реакций служили
органические перекиси, например перекись бензоила.
Концентрированная перекись водорода (90%) является
эффективным катализатором при полимеризации многих
соединений винильного типа (стирол, метилметакрилат). Таблица
растворимости показывает, что многие мономеры
(метилметакрилат, аллимер) растворяют 90-проц. перекись водорода.
Кроме того, хотя растворимость в таких соединениях, как
стирол, ограничена, она все-таки находится в пределах
концентраций, обладающих каталитическим действием. Поэтому
неудивительно, что объемная полимеризация может
эффективно проводиться в присутствии концентрированной перекиси
водорода (90%), в противоположность существующей практике
проведения ее с более разбавленными растворами перекиси
C0%).
Недавно Дельмонт A2) произвел сравнение 90-проц.
перекиси водорода с рядом обычно применяемых органических
перекисей и нашел, что 90-проц. перекись водорода является
наиболее быстродействующим катализатором для
полиэфирных пластмасс. Концентрированная перекись водорода E0%)

Свойства перекиси водорода 175
с успехом применялась в нашей лаборатории для получения
частично полимеризованных полисульфидов типа тиокола,
которые используются ъ составах для пропитывания и замазок.
Техника безопасности
Концентрированная перекись водорода пользуется
несколько преувеличенной репутацией опасного продукта. Как
вещество, заключающее большое количество энергии, она
требует осторожного обращения, и при соблюдении
надлежащих правил работа с ней совершенно безопасна.
Токсичность. Растворы и пары перекиси водорода
нетоксичны. Однако они обладают раздражающим действием. Пары
действуют на глаза и носоглотку. Раствор умеренной
концентрации вызывает повеление кожи и более или менее
сильное ощущение жжения. В большинстве случаев чувство
жжения быстро проходит и кожа постепенно приходит в
нормальное состояние, без следов повреждения.
Концентрированная перекись водорода при продолжительном действии
может вызвать появление на коже волдырей. Следует избегать
попадания передней на кожу, но при случайном попадании ее
следует смыть струей воды, чтебы предупредить реакцию.
Возгорание. Концентрированная перекись водорода может
вызвать пожар при соприкосновении с горючим материалом.
Расчеты показывают, что перекись водорода 65-проц.
концентрации при полном разложении выделяет количество
энергии, как раз достаточное для испарения Есей
содержащейся в ней и образующейся при ее разложении воды.
Следовательно, можно ожидать, что разложение более слабых
растворов перекиси водорода не должно вызывать
самовоспламенения горючего материала. С другой стороны, растворы
перекиси водорода с концентрацией выше 65% могут выделить
достаточно энергии, чтобы нагреть продукты разложения до
высокой температуры (например до 750° в случае 90-проц.
перекиси водорода), и в этом случае можно ожидать
воспламенения горючего материала.
Проведенные опыты подтвердили высказанные соображения.
Трудно вызвать пожар 60-проц. перекисью водорода, за
исключением случаев, когда условия благоприятствуют
испарению и когда можно предполагать образование перед
воспламенением концентрации, превышающей 65%. С другой
стороны, пожар можно вызвать смачиванием горючего
материала перекисью водорода, концентрацией выше 70%, при
наличии подходящего катализатора. В отсутствии катализа-

176 Шднли и Гриншпан
тора — например в случае чистого хлопка или дерева—даже
90-проц. перекись водорода не вызывает сильной реакции.
Деревянные полы, солома, тряпье, одежда и пр. содержат
достаточное количество катализаторов для того, чтобы
вызвать воспламенение при попадании 90-проц. перекиси водорода.
В связи с этим обязательно должны быть приняты
соответствующие меры предосторожности. Складские помещения
должны быть построены из огнестойкого материала и
обеспечены достаточным количеством воды для смывания и
стоками для слива. Рабочие должны иметь резиновые передники,
обувь и перчатки из материала, стойкого к перекиси водорода;
для этой цели пригоден материал типа коросила *.
При разбрызгивании или утечке концентрированной
перекиси водорода лучше всего смывать ее водой. При
своевременном применении вода предотвращает сильную реакцию
и в то же время является лучшим средством для тушения
пожара, возникшего от действия перекиси.
Взрыв. Чистая 90-проц. перекись водорода, повидимому,
не детонирует. Продукт подвергался испытаниям на
механический удар в установке с падающим грузом, на прострел
ружейной или пулеметной пулей и разным испытаниям с
детонатором, с промежуточным зарядом и без него. Ни в
одном случае не наблюдалось распространения детонации.
Аналогичные опыты других исследователей в общем
подтвердили эти результаты [4].
Каталитическое разложение перекиси водорода,
содержащейся в закрытой таре, может вызывать разрыв сосуда. Чтобы
избежать этого, сосуды для перекиси водорода должны иметь
постоянно открытое отверстие для сообщения с атмосферой.
В случае сильного загрязнения концентрированной перекиси
водорода реакция разложение может ускоряться, благодаря
саморазогреванию продукта. Этот процесс, вначале
медленный, может дойти до предельной скорости, сопровождающейся
разрывом сосуда, несмотря на наличие отдушины.
Предостережением о возможном наступлении катастрофы может
служить непрерывное повышение, температуры продукта в течение
более или менее длительного времени. Скорость подъема
температуры является функцией степени загрязнения. Если
разогревание остановить не удается, загрязненную перекись
следует быстро разбавить достаточным количеством воды и
вылить. Большие резервуары для хранения
концентрированной перекиси водорода должны быть оборудованы
термометрами с целью своевременного предупреждения о разложении
* Хлорвиниловая пластмасса. (Прим. ред.)

Свойства перекиси водорода 177
продукта. Ртутные термометры в этом случае неприменимы,
так как ртуть является сильным катализатором разложения
перекиси. (Эта предосторожность, разумеется, обязательна в
отношении всех приборов, содержащих ртуть.)
Особенно легко окисляющиеся вещества или вещества,
по своей природе имеющие щелочной характер либо
содержащие тяжелые металлы, могут давать сильную реакцию при
смешении с концентрированной перекисью водорода; поэтому
при экспериментировании с ними должны быть приняты
тщательные меры предосторожности. С другой стороны,
многие окисляющиеся вещества практически не
обнаруживают никакой реакции при смешивании с перекисью водорода
любой концентрации. Такое поведение отмечено в отношении
Сахаров, крахмала, целлюлозы, нефтяных продуктов, алкоголей
и многих других материалов. В случаях, когда взаимная
растворимость низка (например керосин), смесь не может
считаться особенно опасной. Однако, если окисляющийся
материал хорошо диспергирован и особенно если он
растворен в перекиси водорода, то существует опасность взрыва.
Такие смеси обычно довольно стойки, если не подвергаются
перемешиванию, но могут детонировать от механического
сотрясения, нагревания или от импульса, сообщаемого
капсюлем-детонатором. Ряд таких растворов исследовался с точки
зрения определения концентрационных взрывных пределов.
Применялись различные методы исследования, как-то: удар
падающим грузом, действие ружейной пули и
капсюля-детонатора. Поскольку последний давал наиболее сильный импульс,
то на этой основе и был разработан стандартный метод
испытания.
Опыт проводится следующим образом: нужные количества
„топлива** и перекиси водорода, отмеренные в отдельных
сосудах, смешиваются за защитной стенкой. Получающаяся
смесь (обычно около 10 мл) в трубке из стекла пирекс
размером 15X150 мм помещается в свинцовую трубку
диаметром %" A8 мм) с толщиной стенки \i" F мм). Эта
трубка укреплена в вертикальном положении на
однодюймовой стальной плите. Капсюль № 6 опускается в свинцовую
трубку и поддерживается в таком положении, чтобы оболочка
капсюля была погружена наполовину. Затем капсюль
взрывают. Об эффекте судят по звуку и по виду свинцовой
трубки. Если трубка из пирекса содержит только воду, то
свинцовая трубка лишь вздувается. Если свинцовая трубка
разрывается на отдельные куски, то считают, что произошла
детонация. На рис. 2 показан типичный внешний вид трубок
после опытов. Это испытание, подобно другим, ставившимся
с той же целью, до некоторой степени произвольно. Чувстви-
12-295

178
Шэнли и Гриншпан
90-проц. Н2Оа, 6 мл этилового спирта ¦
4- 4 мл 90-проц. H,OS
Рис. -2. Вид свинцовых трубок после взрыва
/УХ/УЧА о Взрыва нет
АдДалД
ЛХухААА/
ЧХУХЛЛ/
X
/У\/ХХУУУУ\ЛЛ
ААА/У\/\ААЛЛА
хЛ/УУл/УчЛ/\
/ \Х\А А л л л л /*
\Стехиометрические
Рис. 3. Взрывчатые составы в системе ацетон —
перекись водорода — вода.
ч
тельность жидкости к импульсу зависит, в частности, от
оболочки, и, изменяя ее, можно получить сильно
колеблющиеся результаты. Описанный метод испытания является

Свойства перекиси водорода
179
достаточно жестким, и смеси, не детонирующие в этих опытах,
могут рассматриваться как неспособные к детонации и в
практических условиях.
ж Взрыв
о Взрыва нет
ДАЛ
Рис. 4. Взрывчатые составы в системе глицерин
перекись водорода^— вода.
- Детонирующие Yx
составы Г
- -\/\/\Д
iyyyvWsA
JIAAAA-AAJ. /Р/^т^"пл«дтР"ц^м"^_Л
юо% ,^ууу\/уууу9уУ
перекиси /\/\а\/\а-У\7\АА/\/\АЛ
"wnAAaaaa
z_v v \/ \/ \/ \/ \ e^w
водорода
Рис. 5. Взрывчатые составы в системе этиловый
спирт — перекись водорода — вода.
На рис. 3,4 и 5 изображены треугольные диаграммы
взрывных пределов (в весовых процентах), составленные на
основании таких опытов для растворов перекиси водорода и
трех типичных топлив (этанола, глицерина и ацетона). Можно
полагать, что диаграммы для других топливных смесей
12*

180 Шэнли и Гриншпан
подобны этим. В дополнение к исследованным трем системам
были поставлены опыты с рядом других растворимых горючих
материалов. Особое внимание было уделено определению
максимального количества 90-проц. перекиси водорода,
которое можно смешивать с различными растворителями, не
опасаясь образования взрывоопасной концентрации.
Испытанию подвергались следующие материалы: ацетон, уксусная
кислота, уксусный ангидрид, анилин, карбитол *, диоксан,
этанол, этилацетат, эти лцеллосольв, этиленгликоль,
глицерин, изопропанол, метанол, метилметакрилат и хинолин.
Детонация имела место только в тех случаях, когда
90-проц. перекись водорода составляла более 30% объема
конечной смеси (больше 3 мл 90-проц. перекиси в 10 мл
общей смеси). Большинство растворимых топливных смесей,
содержащих 4 мл 90-проц. перекиси (в 10 мл общего
количества), детонируют в опытах в свинцовой трубке. Перекись
водорода (90%) с прибавкой нескольких процентов
растворимого топлива обычно детонирует.
В том случае, если желательно пользоваться заведомо
детонирующей смесью перекиси водорода с топливом,
необходимо соблюдать меры предосторожности. Некоторые смеси
легко детонируют, например, при падении сосудов, в которых
они содержатся, и взрыв по силе иногда можно сравнить
со взрывом соответствующего количества нитроглицерина.
Хранение перекиси водорода и обращение с ней
Хранение перекиси водорода высокой концентрации и
обращение с ней не опасны, однако требуются специальные
методы, учитывающие свойства этого продукта.
Емкости. При долговременном хранении 90-проц. перекиси
водорода наилучшим конструктивным материалом для
емкостей служит алюминий высокой чистоты (99,6%). В контакте
с 90-проц. перекисью водорода высокой степени чистоты
материал этот незаменим по своей стойкости к коррозии и
по отсутствию разлагающего действия да перекись.
Алюминиевые емкости перед наполнением перекисью водорода
должны быть очищены и обработаны кислотой. Хорошая
очистка может быть достигнута также обработкой
разбавленным раствором едкого натра. После стекания раствора
тара хорошо промывается водой и затем обрабатывается
кислотой в течение нескольких часов. Для этого можно
пользоваться 10-проц. серной кислотой высокой степени
* Моноэтиловый эфир диэтиленгликоля. (Прим. ред.)

Свойства перекиси водорода 181
чистоты. Кислоту смывают затем дестиллированной водой.
Желательно также произвести обработку перекисью
водорода. Во всяком случае качество тары, по мере пользования
ею, обычно улучшается, т. е. продукт второго и следующих
наполнений становится более стабильным, чем продукт
первого наполнения.
При повторном наполнении емкость из-под перекиси
водорода лучше не промывать, за исключением случаев
определенно известного или подозреваемого загрязнения. В этом
случае промывка и протравливание кислотой должны быть
повторены.
Для концентрированной перекиси водорода пригодны
также сосуды из химически стойкого стекла, благодаря
устойчивости этого материала по отношению к коррозии и
отсутствию разлагающего действия на перекись. Небольшие
образцы 90-проц. перекиси водорода постоянно
транспортируются в стеклянных бутылях, имеющих предохранительную
металлическую оболочку снаружи. Стеклянные оплетенные
бутыли применять для 90-проц. перекиси водорода не
рекомендуется ввиду их непрочности и связанной с этим
опасности.
Сосуды, имеющие внутри покрытия из различных
материалов, вообще неприемлемы для хранения перекиси водорода,
вследствие опасности наличия трещин и других повреждений
в покрытиях. Незначительное вначале повреждение может •
быстро увеличиться, так как при разложении на стенке
выделяется газ, который стремится оторвать слой покрытия»
В специальных случаях для хранения перекиси водорода
может применяться тара из материала типа полихлорвинила.
Все емкости для концентрированной перекиси водорода
должны иметь отдушины, во избежание возможности разрыва
сосуда в случае разложения продукта. Весьма существейным
является такое расположение вентиляционных отверстий, при
котором возможность попадания в емкость пыли или грязи
была бы сведена к минимуму.
Насосы и трубопроводы. Для 90-проц. перекиси водорода
насосы и трубопроводы могут изготовляться из алюминкя.
Допустимы фарфоровые и стеклянные трубопроводы и фи~
тинги, могут применяться также насосы из нержавеющей
стали. Предпочтительно применять фланцевые соединения с
прокладками из полихлорвинила. Важно избегать применения
свинчивающихся соединений обычного типа, так как сурик
и подобные ему материалы являются катализаторами
разложения перекиси водорода. Ни в коем случае нельзя допускать
применения арматуры из железа, меди, монель-металла и др~

182 Шэнли и Гриншпан
Расположение трубопроводов должно быть таким, чтобы
вытекший из цистерны материал не мог попасть обратно.
Помещения для хранения концентрированной перекиси
водорода должны быть построены из огнеупорных материалов и,
на случай аварии, обеспечены подачей воды и стоками в
соответствии с количеством продукта.
ЛИТЕРАТУРА
1. Engineer., 46, Jan. 19 A945)..
2. Newsweek, 46, Jan. 28 A946).
3. Arnold R. Т., амер. пат. 2373003 C. IV. 1945).
4. Bellinger F. с сотрудниками, Ind. Eng. Chem., 38, 160—-169,
310-320, 627—630 A946).
5. Boehme Fettchemie Gesellschaft, франц. пат. 795391 A936).
6. Boeseken I., von Konigsfeldt M. L., Rec. trav. chim.,
54, 313-316 A935).
7. BrusonH., McClearyR., амер. пат. 222083* E. XI. 1940).
S. Cooley R. A.< Chem. Inds., 58, 957—961 A945).
9. Cuthbertson A. C, Maass O., J. Am. Chem. Soc, 52,
489—999 A930).
10. D'Ans I., Frey W., Z. anorg. Chem., 84,145—164A913).
11. D'Ans I., Kneip A., Ber., 48, 1136-1146A915).
12. Delmonte J. , Modern Plastics, 24, 123 A947).
13. Dunstan W. R., Goulding E.,J. Chem. Soc, 75, 1004—101
A899).
14. Giguere P. A., Can. J. Research, 21, В 156-162 A943).
15. Greenspan F. P., J. Am. Chem. Soc, 68, 907 A946).
16. Greenspan F. P., Ind. Eng. Chem., 39, 847—848 A947).
17. Hatcher W. H., Powell E. C, Can J. Research, 7, 270-282
A932).
18. Hawkinson А. Т., Elston А., амер. пат. 2371691.
19. Hunter R.F., Williams N. E., J. Chem. Soc, 1949, 554-556.
20. Joyner R. A., Z. Anorg. Chem., 77, 103-115 A921).
21. Lewis G. N., Randall, Merle, Thermodynamics, 1-st ed.f
p. 496 (есть русский перевод).
22. Maass О., Hatcher W. H., J. Am. Chem. Soc, 42,
2548—2569 A920).
23. Maass O., Herzberg O. W., Ibid., 42.2569—2570 A920).
24. Matheson G. L., Maass O.. Ibid., 51, 674—687 A929).
25. Swern D., Billen G., Findley Т., Seanlan I., Ibid.,
67, 1786-1789 A945).
26. Swern D., Billen G., Seanlan I., Ibid., 68, 1504-1507
A946).

РАЗДЕЛ III
БУДУЩЕЕ ПРИМЕНЕНИЕ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
ПОЛЕТЫ ЗА ПРЕДЕЛЫ ЗЕМНОЙ АТМОСФЕРЫ
Ф. Клаузер
(F. Clauser, .Flight Beyond the Earth's Atmosphere", SAE Quarterly Transactions,
6 2, No. 4, 1948)
Аннотация
По мнению автора, трезвая оценка вопроса показывает, что
межпланетные путешествия пока еще не являются делом
ближайшего будущего и что решение проблемы связано с
тяжелой задачей разработки высокоскоростных ракет весьма
малого веса.
Прийти к межпланетным путешествиям можно лишь в
результате постепенного процесса развития лучших зондовых
ракет, снарядов дальнего действия и, быть может, создания
ракетного спутника земли, который явится первичным
межпланетным аппаратом.
Лишь после всего этого мы сможем обратиться к созданию
настоящего межпланетного корабля, способного выйти за
пределы земного тяготения.
С давних времен воображение людей устремлялось к мысли
о возможности оторваться от земли и перелететь к другим
планетам нашей солнечной системы. До последнего времени
уровень нашей техники был недостаточно высок для того,
чтобы идея эта могла показаться выполнимой трезво
настроенному инженеру. Однако достижения техники за последнюю
войну, особенно разработка V-2, показали, что осуществление
межпланетных путешествий может быть ближе, чем это думают
многие из нас.
После первой мировой войны во всем пире возникли
общества межпланетных путешествий. Члены этих обществ большей
частью состояли из энтузиастов, а не из опытных инженеров.
Однако было и достаточное количество крупных ученых и
инженеров, которые могли должным образом подготовить почву
для решения поставленной перед ними проблемы. Жюльвер-
новская идея длинноствольной пушки была признана
неприемлемой. Стало очевидным, что ракета является единственным
двигателем, способным обеспечить огромные скорости при

184
Клаузер
полете за пределами земной атмосферы, где сопротивление
воздуха не может вызвать повышения температуры, опасного
для летательного аппарата.
В конце двадцатых и в начале тридцатых годов ракетные
общества как в Европе, так и в Америке были усиленно заняты
конструированием ракет с целью возможного применения их
в качестве двигателей для межпланетных летательных
аппаратов. В Германии после захвата власти фашистами начались
. Выгорание
топлива
около
80км
Плотность атмосферы
Место
запуска
¦ около 320 км -
Местонахождение
мишени
Рис. 1. Типичная траектория V-2.
работы по созданию метательных снарядов для дальнобойного
обстрела. С середины тридцатых годов работа эта получила
поддержку военного ведомства, и в результате была создана
ракета V-2, применявшаяся для бомбардировки Лондона в
последние дни второй мировой войны.
ЛЕТНЫЕ КАЧЕСТВА V-2
С чисто технической точки зрения создание V-2 отмечает
важный этап в развитии ракетных аппаратов. Как показывает
рис. 1, эти ракеты поднимались на высоту до 80 км*, а
дальность их полета была порядка 320 км. Они достигали
скоростей порядка 6400 км/час. На примере V-2 было
показано, что жидкостные ракетные двигатели обеспечивают
значительно большую удельную тягу, чем двигатели
твердого топлива. С военной точки зрения V-2 страдала одним
недостатком, который всегда является характерным для ракет
дальнего действия. Для переброски к мишени 1 т полезного
груза необходимо пользоваться летательным аппаратом весом
в 12 т. Это—цена которую неизбежно приходится платить за
преимущества реактивного двигателя. Дальше мы увидим, что
чем больше будут требования, предъявляемые к реактивному
двигателю, тем выше будет эта цена.
¦ V-2, испытанные на полигоне в США, достигали высоты более 160 км.

Полеты за пределы земной атмосферы 185
Из рис. 1 видно, что применение ракеты V-2 позволило
успешно разрешить вопрос о поднятии до высот, лежащих
значительно выше земной атмосферы. Соответственно
двигатели, которые придут на смену V-2, смогут достичь
громадных скоростей, причем их возможности не будут
ограничены лобовым сопротивлением и перегревом, вызываемым
трением воздуха.
Посмотрим, насколько двигатель V-2 приблизил нас к
достижению скоростей, необходимых для межпланетных
полетов. Из школьного курса физики известно, что если тело
выбрасывается в пространство со скоростью 11,2 км/сек, или
40000 км/час, то оно выйдет за пределы земного
притяжения. Ракета V-2, летевшая со скоростью 6400 км/час,
достигла примерно 16% требуемой скорости. Возможно ли
добиться увеличения еще на 84%?
Пытаясь ответить на этот вопрос, рассмотрим проблему в
ее простейшем виде и для этого временно не будем
учитывать сопротивление воздуха. При движении ракетного
аппарата вертикально вверх ракетная тяга преодолевает силу
земного тяготения и в то же время сообщает аппарату
ускорение, что можно выразить уравнением:
J dt~l w>
где: W — мгновенное значение веса аппарата,
V — скорость аппарата,
t — время,
Т — ракетная тяга,
g — ускорение силы тяжести.
Тяга ракетного аппарата может быть выражена в виде
7_—<*w, где с_.СКОрОСтЬ истечения газов, a dt — скорость
сгорания ракетного топлива, т. е. скорость уменьшения веса
аппарата по мере расходования топлива. Таким образом,
уравнение примет вид:
dV c_dW
dt~ W dt 8'
Опыт применения V-2 показывает, что сгорание
ракетного топлива происходит на столь малом вертикальном участке,
что можно пренебречь изменением ускорения силы тяжести.
Принимая, кроме того, что с также почти постоянно, можно
проинтегрировать это уравнение. При этом получается
где индексы 1 и 2 соответствуют значениям в начале и конце

186 Клаузер
сгорания. Примем теперь, что начальная скорость V равна
нулю, и обозначим конечную скорость просто V. В
величинах Wx и W% для наших целей необходимо учитывать три
основные составляющие. Первая — полезный груз Р, т.е. все
те предметы, которые собственно и требуется доставить к
месту назначения. Вторая— общий вес горючего и
окислителя F. Третья — вес самого аппарата 5, составляющийся из
веса несущей конструкции, баков, двигателей, приборов
управления и т.д. Очевидно, WX = P -{-F-\~S9 в то время как
W2=P-{-S. Таким образом, можно написать:
Если ракетная тяга примерно постоянна в течение всего
периода сгорания, как в случае V-2, то
cF , , cF_
* \ или to ~—* ь i • •»•_ *
Введем коэфициент начального ускорения аппарата щ, рав-
т
ный отношению тяги к начальному весу, т. е. л/= F, р , ^ .
Тогда уравнение для V примет вид:
(P+F+S) l ( F Л] .
\ p+sJ щ \p+s+fJ\
Таким образом, удается выразить конечную скорость через
-скорость истечения газов с, коэфициент начального
ускорения пп полезный груз Р, вес ракетного топлива F и общий
вес конструкции 5. Целесообразно ввести в эти уравнения
начальный полетный вес W аппарата. Благодаря этому
оказывается возможным исключить из уравнений вес топлива F9
поскольку U^=P + /7 + S; в результате получается новое
уравнение:
В этом уравнении P/W представляет собой отношение
полезного веса к начальному полетному весу; эта величина
имеет очень существенное значение. Величина S/W дает
отношение веса всей конструкции к начальному полетному
весу. С усовершенствованием техники можно будет
создавать более легкие конструкции с соответствующим
уменьшением S/W.

Полеты за пределы земной атмосферы 187
При выводе последнего уравнения был введен коэфициент
начального ускорения щ. Полезно ввести еще один
коэфициент в связи с тем, что по мере расходования ракетного
топлива полетный вес уменьшается, а ускорение аппарата
соответственно увеличивается. Максимальное ускорение ?у-
дет достигнуто непосредственно перед угасанием ракеты.
Обозначив коэфициент максимального ускорения через пт>
можно привести уравнение к виду:
1
*=«[-*(»+»)-=(
Рассмотрение отношения S/W показывает, что оно зависит
от пт и щ. Действительно, переход к все большим и
большим ускорениям потребует соответственного утяжеления
конструкций для того, чтобы они могли выдержать все
увеличивающиеся напряжения. Точный аналитический метод
расчета S/W практически невозможен, так как это отношение
в значительной степени зависит от изобретательности и
искусства конструктора. Однако некоторые простые выводы
являются очевидными. Вес реактивного двигателя и его
оборудования примерно пропорционален получаемой тяге.
Следовательно,
Вес ракеты Т _
Вес топливных баков пропорционален максимальной
нагрузке, крторую им приходится нести и которая будет иметь
место тогда, когда произведение коэфициента ускорения на
вес остающегося в баках горючего будет иметь наибольшую
величину. Можно показать, что для ракет с постоянной тягой
произведение это будет наибольшим тогда, когда баки полны,
ибо во время горения топлива вес горючего уменьшается
скорее, чем увеличивается ускорение. Поэтому вес баков с
их конструкцией пропорционален nL. Основную часть веса
конструкции ракетного аппарата составляют двигатель, баки
и связанное с ними оборудование. Поскольку эти величины
пропорциональны скорее щ9 чем пт9 то в качестве
характеристического параметра, отражающего влияние коэфициента
ускорения на вес конструкции, лучше пользоваться коэфи-
циентом щ. Относительный вес конструкции S\W у V-2
составлял около 0,24 при начальном ускорении в 2 g. В
более поздних опытных моделях величина 5/Избыла снижена
до 0,18.
Веса ракетных аппаратов часто характеризуются
отношением начального веса к конечному, WJW2. В частности, это

188 Клаузер
отношение весов в V-2 составляло 3,25. В таком случае
уравнение для скорости ракетного аппарата можно написать
в виде:
т/ 1 Wx с
Таким образом, для расчета работы заданного ракетного
аппарата может быть непосредственно использовано
отношение W1/W2.Однако при конструировании аппарата желательно
иметь возможность определить влияние изменения полезного
веса на летные качества, что изменяет, конечно, и
отношение начального веса к конечному. Таким образом,
использование только значения этого отношения мало чем поможет
конструктору. По этой причине следует переписать
уравнение, пользуясь более существенными весовыми соотношениями
S/W и Р/ W. Предварительные опыты показали, что при замене
части запаса горючего полезным грузом изменение веса
баков почти в точности уравновешивается изменением веса
опорной конструкции, несущей полезный груз. Таким
образом, при сохранении суммарного веса полезного груза и го-
рючего соотношение S/W остается примерно постоянным.
Уравнение
графически изображено на рис. 2, 3 и 4 для S;W = 0,10; 0,15
и 0,20 и для п = \, 2, 4. На этих графиках V/c нанесено в
функции от W/P. Величина V,с представляем собою
отношение скорости аппарата к скорости истечения газов.
Интересно отметить, что аппарат может достигнуть скоростей
больших, чем скорость истечения газов. При этом газы будут
двигаться не назад, а вперед. Использование отношения W/P,
обратного по величине введенному ранее отношению P/W,
т. е. полетного Btca аппарата, рассчитанного на единицу веса
полезного груза, вызвано тем, что это дает
непосредственное указание на размер аппарата, требующийся для заданной
величины полезного груза.
Следует отметить, что отношение скоростей Vjc
возрастает с уменьшением S/W и увеличением ni9 т.е. при
уменьшении веса конструкции и при меньшей затрате времени на
преодоление силы тяжести. Однако невозможно
воспользоваться обоими этими преимуществами одновременно, потому
что, как показано раньше, увеличение щ ведет за собой
нежелательное увеличение S/W. Вообще говоря, связь между
S/W u Vjc является сложной. Однако, если приближённо
принять, что S,W=ni (S/WI, где (S/Wf представляет собой

It
II
li
J!
2.0
0
• А
^—
/^—
Начальное ускорение =4д
*д
1 '9
/.0 Ю Ю0 1000
Полетный вес на единицу полезного груза (W/P)
ЮООО
Рис. 2. Скорость одноступенчатых ракет в конце выгорания
топлива. Общий вес конструкции составляет 10% полетного веса.
10 100 1000 ЮООО
Полетный вес на единицу полезного груза (W/P)
Рис. 3. Скорость одноступенчатых ракет в конце выгорания
топлива. Общий вес конструкции составляет 15% полетного веса.
/,0 10 100 1000 ЮООО
Полетный вес на единицу полезного груза (W/P)
Рис. 4. Скорость одноступенчатых ракет в конце выгорания
топлива. Общий вес конструкции составляет 20% полетного веса.

190
Клаузер
относительный вес конструкции для значения /if-= 1, то
можно доказать существование оптимального значения щ.
Оптимальное значение будет
л,=
р
W
3.0
Относительный вес
конструкции при л.=/
(S/W) = 0,05
Рис. 5. Оптимальное начальное
ускорение для одноступенчатых ракет.
-
W
Значения, вычисленные по этой формуле, приведены
графически на рис. 5. Следует отметить, что оптимальные
начальные ускорения невелики. Хотя этот расчет является только
приближенным, однако
разумно будет предположить,
что на практике
зависимость между щ и S/ W всегда
обусловливает
существование оптимального значения
ni9 которое будет
представлять собой очень
небольшое кратное g.
ю ю юо До настоящего времени
Яолетный весна единицу полезного груза (W/P) ПОЧТИ Ничего еще не быЛО
сказано о величине с —
скорости истечения газов.
Величина с не может быть
выбрана конструктором произвольно. Строго говоря, с
является характеристикой применяемого ракетного топли
ва, в значительной степени определяемой молекулярным
весом, температурой и теплоемкостью продуктов сгорания.
Другие факторы настолько мало влияют на скорость истечения
газов, что, зная характеристики применяемого топлива, эту
скорость можно определить для любой ракеты с достаточной
степенью точности.
В табл. 1 приведены скорости истечения газов некоторых
наиболее известных ракетных топлив. Из нее следует, что
смеси жидкий водород — жидкий кислород и жидкий
водород — жидкий озон дают очень большие скорости истечения
газов. Однако тот факт, что жидкий водород имеет малую
плотность, низкую точку кипения и низкую теплоту
испарения, чрезвычайно затрудняет его хранение, перекачивание и
передачу по трубам. Высокая диффузионная способность
водорода делает почти невозможным обеспечение
непроницаемости. Добавим, что водородо - кислородные смеси являются
сильно взрывчатыми при любом процентном соотношении
от 2 до 98%. Это делает такие смеси очень опасными. Смеси

Полеты за пределы земной атмосферы
19*
с жидким озоном, пожалуй, даже более опасны, потому чта
жидкий озон иногда самопроизвольно детонирует. Для
преодоления этих трудностей в ракетах, работающих на топли-
вах водород-кислород и водород-озон, потребовались бы
большие усложнения конструкции, что в свою очередь повело
бы к увеличению ее веса.
Во избежание этого в двигателе V-2 были использованы
спирт и жидкий кислород. Хотя эти топлива обеспечивают
меньшую скорость истечения, чем система жидкий водород-
жидкий кислород, но это частично компенсируется более
низким относительным весом конструкции.
Таблица 1
СКОРОСТИ ИСТЕЧЕНИЯ ПРИ ПРИМЕНЕНИИ
РАЗЛИЧНЫХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ
Ракетные топлива
Азотная кислота с анилином .
Бензин с жидким кислородом
Спирт с жидким хислородом .
Водород с жидким кислородом
Гидразин с жидким фтором .
Жидкий кислород с жидким
водородом
Жидкий кислород с жидким
озоном
Скорость истечения
м1сек
2,23
2,66
2,47
2,68
2,96
3,66
3,97
км]час
7968
8800
8832
9600
10608
13088
14352
Вернемся теперь к проблеме вылета аппарата в
межпланетное пространство. Напомним, что для преодоления
земного тяготения требуется скорость около 40 000 км/час. Эта
скорость в 4,5 раза больше скорости истечения газов из
ракеты на спирто-кислородном топливе и в 3,1 раза больше
скорости истечения газов из ракеты на водородо-кислород-
ном топливе. Если учесть, что в ближайшем будущем можно
будет построить ракету на спирто-кислородном топливе
с S/W=0,\5 при Л/= 2 и ракету на водородо-кислородном
топливе с 5/1^ = 0,20 при /*/ = 2, то, на основании данных
рис. 3 и 4, следует прийти к выводу, что подобные ракеты
далеко не достигнут требуемых скоростей. Действительно*,
какие бы комбинации щ и S/W ни были возможны даже в
далеком будущем, все же почти невероятно достичь с их
помощью требуемых скоростей.
Перспектива эта в некотором смысле весьма
неутешительна. Однако ободряющим обстоятельством является то,
что в ракетах становится возможным получить скорости, уже

192 Клаузер
достаточно близкие к требуемым скоростям. Здесь уместно
будет задаться вопросом: возможен ли вообще какой-либо
способ достижения требуемой скорости ракетными
аппаратами? Более ранние исследования в этой области показали,
что это возможно в Случае применения многоступенчатых
ракет*. Для пояснения этого рассмотрим двухступенчатый
ракетный аппарат. Представим, что рассмотренный ранее
ракетный аппарат является „полезным грузом4*, помещенным
в другую ракету значительно больших размеров. Сначала
запускается большая ракета; затем, по израсходовании
своего топлива, она отделяется, и меньшая ракета под действием
собственного двигателя приобретает дополнительное
ускорение, развивая еще большую скорость. Если скорость
истечения газов одинакова для обеих ракет, то, применяя тот же
метод, что и выше, можно написать:
где индексы 1 и 2 обозначают теперь большую и меньшую
О Cf С
ракету соответственно. Если например, -^г- = -$?- = -^г и
щ = щ2 = п19то можно показать, что для заданного полезного
груза Р и заданного полетного веса Wx скорость V
достигает максимума, когда веса обеих ракет находятся в геомет-
Р W<>
прической пропорции ~^r = w • В этом случае
Эта же идея может быть использована для большего
числа ступеней. Было показано, что при наличии
геометрической пропорции
где т—число ступеней, соотношение подобных ступеней
остается оптимальным. Для многоступенчатой ракеты имеем
* Идея многоступенчатых ракет в виде так называемого „ракетного
гнезда* дана впервые К. Э. Циолковским. См. „Труды по ракетной технике*.
Оборонгиз, 1947. (Прим, ред.)

Полеты за пределы земной атмосферы
193
Эти данные изображены графически на рис. 6, 7 и 8 для
S/W=0,l; 0,15 и 0,2 и для щ = 2.
Из графиков видно, что ракеты с большим числом
ступеней не всегда лучше ракет с меньшим числом ступеней.
1.0
юооо
10 100 W00
Полетный вес на единицу полезного груза (W/P)
Рис. 6. Скорости многоступенчатых ракет в конце сгорания. Общий вес
конструкции равен 10% полетного веса. Начальное ускорение равно 2g.
ю wo woo
Полетный вес на единицу полезного груза (W/P)
10000
Рис. 7. Скорости многоступенчатых ракет в конце сгорания. Общий вес
конструкции равен 15% полетного веса. Начальное ускорен ie равно 2g.
Если от ракеты не требуется высоких показателей, т. е.
если не нужны скорости аппарата, сравнимые со скоростями
истечения, или больше последних, то для перевозки
определенного заданного груза можно получить в одноступенчатой
ракете меньший общий полетный вес за счет отсутствия
большого числа баков, двигателей и т. п. Однако, когда
летные показатели должны быть достаточно высоки и
одноступенчатая ракета неизбежно окажется очень большой срав-
13-295

194
Нлаузер
нительно с полезным грузом, лучше использовать
двухступенчатую ракету, обе ступени которой в равной мере
участвуют в создании требуемой конечной скорости. При
предъявлении к аппарату еще больших требований предпочтительно
применение большего числа последовательных ступеней.
Интересно отметить, что при применении все большего
числа ступеней нет никакого предела для достижимой скорости.
10 100 1000
Полетный вес на единицу полезного груза
10000
Рис. 8. Скорости многоступенчатых ракет в конце сгорания.
Общий вес конструкции равен 20% полетного веса. Начальное
' ускорение равно 2g.
Из графиков для многоступенчатых ракет видно, что
для каждого семейства многоступенчатых ракет существует
огибающая кривая. Эта кривая представляет максимальные
показатели, достигаемые в этом семействе. Если попытаться
найти выражения для таких огибающих кривых обычным
способом, то алгебраические вычисления окажутся весьма
сложными. Однако, заметив, что уравнение скоростей можно
записать в следующем виде:
• 1„ *vi
приходим к значительно более простому методу. Если
откладывать по ординатам и абсциссам V/c и lg WJP
соответственно, то окажется, что т входит в уравнение лишь как
множитель, на который делится как ордината, так и абсцисса,
т. е. возможно получить все кривые многоступенчатого

Полеты за пределы земной атмосферы
195
семейства простым увеличением кривой для одноступенчатой
ракеты. Сразу видно, что огибающие кривые, построенные для
всех таких семейств, являются прямыми линиями,
проходящими через начало координат; уравнение этих прямых имеет
простой вид:
Константа К зависит от S/W и от щ для
многоступенчатого семейства. На рис. 9 нанесены огибающие кривые для
10 100 1000 Ю000
Полетный вес на единицу полезного груза (W/P)
Рис. 9. Огибающие кривые скорости для многоступенчатых
ракет.
семейства с S/W = 0,\; 0,15 и 0,20 и сл,= 1,2 и 4. На рис. 10
наклон К огибающих кривых нанесен в функции от S/Wn ni%
Рассмотрим теперь, в какой мере осуществимо
применение многоступенчатых ракет для запуска ракетного аппарата
со скоростью, потребной для преодоления силы земного
тяготения, равной 40 000 км/час. Следует помнить, что для
ракет на спирто-кислородном топливе скорость истечения
газов составляет около 8800 км/час, а потребное для вылета
за пределы атмосферы отношение скорости аппарата к
скорости истечения газов составит 4,5. Если бы можно было
построить многоступенчатую ракету на спирто-кислородном
топливе, где для каждой ступени S/TF=0,15 и начальное
ускорение каждой ступени равнялось бы 2g, то отношение
скоростей 4,5 могло бы быть достигнуто применением б-сту-
пенчатого аппарата с весом 22 500 кг на каждый килограмм
полезного груза. (Это было получено экстраполированием
кривых рис.7.) Так, например,для переброски 100 кг полезного
13*

196
Клаузер
I
груза весь готовый к полету многоступенчатый аппарат в
собранном виде должен был бы иметь вес около 2250000 кг. Эта
цифра, конечно, неприемлемо высока. Единственным
утешительным фактом является то, что больше 80% полетного веса
падает на ракетное топливо, изготовить которое значительно
легче, чем двигатели, баки, приборы управления и т. д. Здесь
подтверждается высказанное ранее замечание, что одним из
„_ присущих ракетному аппарату
°'7пт i F i i n i недостатков является большой
полетный вес, требующийся для
перевозки сравнительно
небольшого количества полезного
груза, особенно когда от аппарата
требуются высокие летные по-
с ft5|—ps|^tfflr—| ^ч^|—| казатели.
Если бы можно было
построить многоступенчатую раке-
041—I—I—I—I—>yj—I ту на водородо-кислородном то-
' ^ ^ пливе с S/W =0,20 и ^ = 2,0,
то потребное отношение скорос-
дд| I I ^K^J 1 1 1 тей 3,1 могло бы быть получено
для 5-ступенчатого аппарата
весом 2900 кг на один килограмм
0,2I I I I I I 1 ~ > полезного груза, или 290 000 кг
'о,О8 0,1 0,2 на 100 кг полезного груза, что
Относительный вес конструкции (s/w) представляет гораздо более
приемлемое значение.
Если бы многоступенчатая
ракета на водородо-кислородном
топливе могла быть построена
с теми же значениями S/W= 0,15 и /^==2,0, как и в случае
ракеты на спирто-кислородном топливе (что является в
настоящий момент более чем сомнительным), то требуемое
отношение скоростей 3,1 можно было бы получить с 4-ступен^
чатым аппаратом весом 1000 кг на один килограмм полезного
груза. Этот пример убедительно показывает преимущества,
получаемые при увеличении скорости истечения газов.
Следует помнить, что приведенные выше величины
требуют поправок на сопротивление воздуха. Такие поправки
необходимы лишь для ракеты первой ступени. Последующие
ступени вступают в работу на высотах, лежащих далеко за
пределами земной атмосферы. Опыт с V-2, который можно
сравнить с работой первой ступени, показывает, что
поправки на сопротивление воздуха составляют лишь несколько
процентов скорости (однако, как указывают помещенные
здесь кривые, изменению скорости в несколько процентов
\
\
\у
\
Начальное
скорение-
\4,0д
2,0 q
_
Рис. 10. Наклон огибающих
кривых скоростей для
многоступенчатых ракет.

Полеты за пределы земной атмосферы 197
соответствуют гораздо большие изменения в полетном весе.
См. рис. 6, 7 и 8).
Трезвая оценка этого вопроса, в согласии с данными
вышеприведенного анализа, показывает, что межпланетные
полеты не являются еще делом ближайшего будущего.
Совершенно ясно, что это потребует разработки
высокоскоростных ракетных аппаратов с таким низким весом, которого
пока трудно добиться. Можно было бы более или менее
основательно возразить, что эта задача может быть
разрешена с имеющимися типами двигателей, если согласиться
ради этого на чрезмерно большое утяжеление конструкции.
Однако, если вычислить вес аппарата, который требуется
для перевозки пассажиров с соответствующими
устройствами, обеспечивающими их здоровье и безопасность, то
окажется, что получаются астрономические цифры,
исключающие возможность такого проекта. Нельзя не согласиться с
наиболее серьезными исследователями в данной области в
том, что межпланетные полеты станут возможными, но это
произойдет лишь в результате постепенного процесса
развития зондовых ракет и ракетных снарядов с большой
дальностью полета, с возможным дальнейшим переходом к
конструкции ракетных аппаратов—спутников земли, которые и
будут первичной формой межпланетных аппаратов. Только
когда это будет уже пройденным этапом, можно будет
обратиться к конструкции настоящих межпланетных кораблей,
способных выйти из сферы действия земного тяготения.
Необходимое для этого время должно исчисляться скорее
десятилетиями, чем годами.

ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие редактора 5
РАЗДЕЛ 1
РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА И ИХ ПРИМЕНЕНИЕ В РАКЕТНЫХ
ДВИГАТЕЛЯХ
В. Уилер и сотрудники. Твердые и жидкие ракетные топлива ... 7
Дж. Уайльд. Жидкостный ракетный двигатель 51
A. Леонард. Некоторые возможности применения различных топлив
для ракет 65
B. Берггрен и сотрудники. Ракетные двигатели на
кислотно-анилиновом топливе • 104
раздел п
ФИЗИКО-ХИМИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ
Ф. Беллинджер и сотрудники. Химические топлива для ракетных
двигателей. Статья 1-я. Стабильность мононитрометана 122
Ф. Беллинджер и сотрудники. Химические топлива для ракетных
двигателей. Статья 2-я. Мононитрометан 136
Э. Шэнли, Ф. Гриншпан. Высококонцентрированная перекись
водорода • 161
РАЗДЕЛ III
БУДУЩЕЕ ПРИМЕНЕНИЕ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Ф. Клаузе р. Полеты за пределы земной атмосферы 183

Редактор В. В. Михайлов
Технический редактор Б. И. Корнилов
Корректор Е. Я". Монякова
*
Сдано в производство 8/1II 1949 г.
Подписано к печати 17/VI 1949 г.
А05924. Печ. л. 12И. Уч.-ивдат. л. 12,2
Формат 60x92'/i«. Издат. № 3/492.
Цена 13 р. 70 к. Зак. №295
20-я типография „Союзполиграфпроиа*
Главполиграфиздата
при Совете Министров СССР
Москва, Ново-Алексеевская, 52

книги,
ВЫПУЩЕННЫЕ ИЗДАТЕЛЬСТВОМ ИНОСТРАННОЙ
ЛИТЕРАТУРЫ
ПО ХИМИИ
БРУНАУЭР С. Адсорбция газов и паров. Том 1. Физическая адсорбция.
Перевод с английского. 781 стр. Ц. 39 р.
ГЛЕССТОН С, ЛЭИДЛЕР К., ЭИРИНГ Г. Теория абсолютных
скоростей реакций. Перевод с английского. 581 стр. Ц. 39 р.
Органические реакции. Сборник № 1. Состав. Адаме. Перевод с
английского. 527 стр. Ц. 29 р. 60 к.
УОГЕРС У. Химия свободных радикалов. Перевод с английского. 319 стр.
Ц. 20 р. 50 к.
ФРИР Д. Химия инсектисидов и фунгисидов. Перевод с английского.
364 стр. Ц. 19 р. 50 к.
ФЛЭГГ Д. и ЛАИН В. Полумикрометод качественного анализа. Перевод
с английского. 156 стр. Ц. 9 р. 50 к.
Химия двигателя внутреннего сгорания. Сборник № 1. Перевод с
английского. 267 стр. Ц. 17 р. 50 к.
Химия больших молекул. Сборник № 1. Высокомолекулярные соединения.
Перевод с английского. 202 стр. Ц. 12 р.
Химия больших молекул. Сборник № 2. Перевод с английского. 296 стр.
Ц. 16 р.
Химия фтора. Сборник № 1. Перевод с английского. 248 стр. Ц. 13 р.
БУЛЛ Г. Физическая биохимия. Перевод с английского. 411 стр. Ц. 21 р.
ДЖЕНКИНС Г. и ХАРТУНГ У. Химия органических лекарственных
препаратов. Перевод со 2-го американского издания. 739 стр. Ц. 49 р.
ЛЬЮИС, СКУАЙРС, БРУТОН. Химия коллоидных и аморфных веществ.
Перевод с английского. 534 стр. Ц. 35/р. 30 к.
Книги продаются в книжных магазинах и киосках КОГИЗ'а
и других книготорговых организаций, высылаются почтой наложенным
платежом без задатка всеми отделами „Книга — почтой" областных,
краевых и республиканских отделений КОГИЗ'а. (J?
В случае отсутствия книг на месте, заказы можно направлять по
адресу: Москва, Кузнецкий мост, 18, магазин № 64 МвГИЗ'а.