и*л
Государственное издательство
иностранной.
литературы

ФИЗИКА И ХИМИЯ
РЕАКТИВНОГО
ДВИЖЕНИЯ
СБОРНИК
I
ПЕРЕВОД СТАТЕЙ
С АНГЛИЙСКОГО, ФРАНЦУЗСКОГО, НЕМЕЦКОГО
ПОД РЕДАКЦИЕЙ
Д-РА ПРОФ. СОКОЛИКА А. С.
1948
Государственное издательство
ИНОСТРАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
Москва

ПРЕДИСЛОВИЕ РЕДАКТОРА
Стремительное развитие на протяжении немногих последних лет
реактивной техники, в основном предвосхищенное в теоретических трудах
замечательного русского ученого Циолковского, открывает новую, чрезвычайно
широкую и многообразную область научного исследования. Если сам
реактивный двигатель, особенно бескомпрессорный, представляет, на первый
взгляд, значительное конструктивное упрощение по сравнению с поршневым
авиационным двигателем, то это отнюдь не означает соответствующего
упрощения и рабочего процесса. Наоборот, рабочий процесс в реактивных
двигателях, в основе которого лежит сгорание при постоянном давлении,
представляет в и°ломэ вероятно, еще более сложный комплекс явлений, чем,
например, процесс в четырехтактном поршневом двигателе. Уже в стадии
смесеобразования, осуществляемого а камере' сгорания реактивного
двигателя непосредственно перед сгоранием, мы сталкиваемся с весьма
сложными вопросами испарения жидкого топлива в скоростном воздушном
потоке (в воздушном реактивном двигателе) или одновременного испарения
топлива и окислителя (в жидкостном реактивном двигателе).
Еще более трудные и мало изученные вопросы встают в связи с самим
процессом сгорания. Достаточно указать, например, на проблемы
стабильности пламени при больших скоростях воздушного потока, регулирования
скорости сгорания и ширины зоны горения в воздушном реактивном
двигателе. Если в этих проблемах принято отводить решающую роль факторам
физико-механическим (турбулентной характеристике воздушного потока,
смесеобразованию и т. п.) и только ставится вопрос о возможной роли
химических факторов, связанных с химической природой топлива, то в
жидкостных реактивных двигателях представляется очевидным значение
химических свойств систем топлива — окислителя, в которых спонтанно
развивающаяся реакция приводит к самовоспламенению и сгоранию.
Введение новых типов горючих и окислителей, точнее — новые методы
использования известных ранее веществ, не только ставит новые задачи
для науки о горении, но и рождает ряд других разнообразных вопросов:
технологии, хранения и транспорта, включая сюда вопросы стабильности,
коррозии, взрывной безопасности и т. д. Уже из этого далеко не полного
перечисления специфических проблем, поставленных развитием реактивных
аппаратов, очевидна совершенная невозможность представить их здесь
лаже с более или менее относительней полнотой. Поэтому при составлении
настоящего сборника была поставлена более скромная задача — представив
широким кругам не специалистов данные об основных физико-химических
вопросах, связанных с реактивной техникой.

Предисловие редактора
Отобранные для сборника из научно-технических журналов последних
двух лет статьи должны, с нашей точки зрения, дать материал, предспв-
ляющей только различные стороны проблемы реактивного движения, но ни
в какой мере не исчерпывающий затронутых здесь вопросов.
Именно только « качестве примера экспериментального исследования
и расчетного анализа процесса выделения и использования энергии в
реактивных двигателях следует рассматривать статьи раздела I.
Такими же примерами подхода к проблеме классификации различных
систем топлив и окислителей для жидкостных реактивных двигателей и к
сложной проблеме исследования роли физико-химических свойств топли»за
в воздушно-реактивных двигателях являются • статьи раздела II.
Ряд статей, посвященных свойствам перекиси водорода (раздел III),
может представить, с нашей точки зрения, интерес главным образом как
материал по новым методам исследования (статья Беллинджера и др.), или
же как материал, иллюстрирующий разнообразие задач
физико-химического исследования, возникающих при использовании таких
малостабильных веществ.
Приведенный нами обстоятельный критический обзор Перринга,
посвященный главным образом реактивному снаряду V-2, как типичному
применению жидкостного реактивного двигателя, также представляет интерес
как исходный материал для развития общих соображений о возможных
путях увеличения дальности полета таких аппаратов.
Ряд статей приведен в сборнике со значительными сокращениями,
главным образом за счет первичного экспериментального материала,
могущего представить лишь узко-специальный интерес. По возможности
устранялись также имеющиеся в статьях повторения—-там, где это не нарушало
основной структуры статьи. В этой связи следует учитывать, что в
журнальной литературе по жидкостным реактивным двигателям используется, по
понятным причинам, в основном один и тот же исходный материал
немецкой реактивной техники.
А, Соколик

РАЗДЕЛ I
ТЕОРИЯ РЕАКТИВНОГО ДВИЖЕНИЯ И ПРОЦЕССА
СГОРАНИЯ
К ТЕОРИИ РАКЕТ
И. Акерет
(Ackeret J. „Zui Theorie der Raketen"; Helvetica Phyetca Acta, 19, Ns 2, 103—12, 1946)
После того как удалось запустить тяжелые ракеты на
большую высоту (летающая бомба V-2), интерес к ракетному
принципу движения сильно повысился (вне зависимости от
соображений военного характера). При дальнейшем, достаточно широком
развитии этого метода становится принципиально возможным
полет за пределы атмосферы, в межпланетном пространстве.
Прежние исследования, в особенности проведенные Обер-
том [1], выяснили, что необходимая для таких полетов энергия
требует предельных показателей, каких можно достигнуть при
помощи известных лучших горючих. Понятно, что открытие
такого нового вида энергии, как атомная энергия, получаемая в
техническом масштабе, оживило надежду на осуществление
межпланетного полета. Поэтому представляется уместным
рассмотреть здесь теорию ракет, исходя из того, что мы
располагаем для них энергией иного порядка, чем раньше.
1. Элементарная теория ракет
Рассмотрим ракету, находящуюся в безвоздушном простран
стве и не подвергающеюся воздействию внешних сил (силы
тяжести и т. д.). Из тела ракеты выбрасывается вправо масса с
постоянной по времени скоростью w относительно ракеты. Мы
будем наблюдать явления из системы, жестко связанной с
центром тяжести ракеты в начальный момент движения.
По истечении некоторого промежутка времени ракета будет
обладать массой Ш\ и направленной влево скоростью их\
выброшенная за короткий промежуток времени масса dm2
обладает направленной вправо скоростью и2.
Мы можем написать:
а) на основании закона сохранения массы
dm2 = — dmx A)
б) на основании теоремы количества движения
• и\) = dm2w2, B)

Раздел /. Теория реактивного движения
в) на основании закона сложения скоростей
«2 = w — щ.
Исключая йтг и и29 мы находим
Интегрирование дает
Igniy = — ~ + const.
C)
D)
Пусть в начале движения (и{ = 0) масса тх = Afrt, тогда
мы получаем известное уравнение ракеты:
кпассич
умшивистсное
dm2
Пусть конечная масса
ракеты, когда закончится
истечение, будет Ме, а конечная
скорость ракеты и; тогда
и
Р и с. 1. Массы и скорости ракеты
и вытекающего вещества.
Таким образом, при
отношении масс ja=- =0,358, скоростью
как раз равна скорости истечения до.
При пользовании кислородно-бензиновыми смесями
теоретически можно достигнуть скорости w в 4450 ле/сек.; при пользование
смесью водорода с озоном — скорости 5760 м/сек. [2].
Практически можно в лучшем случае рассчитывать на 4000 м/сек.
Таким образом, пришлось бы пойти на очень малые значения
отношения масс -д^, чтобы достигнуть конечных скоростей ракеты
в 20 000 — 25 000 ле/сек., необходимых для полета на луну (с
посадкой на ней). Однако таких значений и можно достигнуть
только с поистине огромными ракетами, постройка которых
невозможна сегодня.
2. Расчеты ракет согласно теории относительности
Чтобы получить точные формулы для гораздо более высоких
скоростей истечения, необходимо вести расчет, исходя из
теории относительности. При этом вместо закона сохранения массы

К теории ракет
нужно применить закон сохранения энергии и ввести в расчет
массы покоя mOl и 4/по,2 (рис. 1).
Можно написать:
а) на основании закона сохранения энергии
б) на основании теоремы количества движения
Л/-**¦*_. \= -dm°*Ul . G)
в) на основании релятивистского закона сложения скоростей
w — щ
и^^п^' (8)
где w — попрежнему скорость истечения по отношению к
ракете.
Так же, как и выше, исключим теперь dm02 и иг. Из F) и G)
мы получаем:
с3 | ., ( I \ . с2
Воспользовавшись формулой (8), находим:
с2 с2 — uxw
у/\—"и*/с*' ' '
- и*
A2)
VI — и 2/С2 VI — U>4c2 VI — и \1&
Из (9) и A0) с помощью (И) и A2) исключаем dm^ и
находим:
1
oi

10 Раздел /. Теория реактивного движения
Отсюда после простых преобразований получаем:
dmOl diij
i i
Интегрирование дает:
+ const.,
? ;"oi = -1 • TclgJ=5 + const <15>
Вводя начальное значение /я01 = Ма$ конечное значение
mOl = Ме и Wi = w, получим релятивистское уравнение ракеты:
^-лга - vi+^c; A6)
и, соответственно,
2wJ A7)
При помощи простого перехода к пределу можно убедиться,
что A7) при с -*оо обращается в E).
На рис. 2 нанесены значения и/с в зависимости от [а для
j = 1, j и jQ-Там же нанесены — , полученные из
приближенного решения, основанного на классической механике.
Рассмотрение рисунка показывает следующее:
а) При w = с (фотоны) относительно рано становятся
заметными различия в решениях, тогда как при w = ^ классическая
теория оказывается вполне достаточной даже для крайне малых
конечных масс ракеты.
б) В релятивистском расчете, естественно, скорость и не
может стать больше с.
На рис. 3 -и- нанесено в зависимости от VL ДлЯ
постоянного отношения масс р« = 0,2, которое, повидимому,
практически выполнимо. Полученное из классического решения ^ растет
по линейному закону.

К теории ракет
11
3. О применении атомной энергии в ракетном движении
Для определения скорости истечения w представим себе
следующее устройство.
Пусть конечная масса Ме имеет некоторое заданное
значение; пусть далее оМе представляет собой массу активного
вещества, служащего источником
энергии, которое само в большей
своей части не может быть выбро-
шено из ракеты. Превращается в
свободную энергию и
выбрасывается часть этого вещества М
У/А
/.5
0.5
И :
10
0,5
-
'¦?,
/
уф
0.5
1,0
Рис. 2. Конечные скорости
ракеты в зависимости от
отношения масс при
различных скоростях
истечения.
Рис.3. Конечные скорости
ракеты при отношении масс
0,2 в зависимости от
скорости истечения.
соответствующая уменьшению массы в конечном состоянии по
сравнению с начальным. Следовательно, количество полученной
энергии равно
оаМес2.
Даже для самых эффективных из известных нам ядерных
процессов о меньше 1%. При разложении урана получается о,
равная всего лишь 0,731 %0, при ядерной реакции
2Не4 8=2,32%
0,
а при реакции
4Н1—>Не4 8=7,15°/,
/00

12 Раздел /. Теория реактивного движения
Пусть, кроме активной массы, з ракете находится еще
пассивная масса рМе, которая будет выбрасываться из ракеты.
Таким образом, общая масса в момент запуска равна
Отсюда находим
Закон сохранения энергии в применении к системе координат,
относительно которой ракета находится в локое, позволяет
каписать следующие зависимости.
Кинетическая энергия
*№=-M.pt*
получается из возникающей свободной энергии
Следовательно,
— 11=оа.
Откуда находим:
yi-rt/c*=—L^ и w/*=j/i__gZ. A9)
+ Р
Следовательно, уравнение ракеты будет
\\лЬа^р)
5а t-
Положим теперь, что За задано. Можно тогда поставить
вопрос: каково наивыгоднейшее значение /?? При этом
предполагается, что вообще возможно сообщить сколь угодно малой
массе рМе запас энергии ЪаМес*.
Для коэфициента <$а = 2%о (что является уже довольно
высоким значением) получаем величины -2- , нанесенные на
рис. 4, в зависимости от р. Из этого рисунка видно, что
максимальная скорость получается при р ^ 4. При р = 0 получается

К теории ракет
13
конечное значение и = 0,002с, так как масса покоя шМеУ
излучаемая в виде фотонов (W=c), создает конечную реакцию
( )
Расчет -; методами классической механики очень прост;
можно написать
и на основании равенства E), поскольку
1
:=j/f
B1)
B2а)
B26)
Нанесение этих значений на график дает кр::вую, почти
полностью совпадающую с кривой рис. 4, за исключением
предельного значения при
/7=0, которое
получается из B26); это
значение равно 0.
Для больших значе-
. ний р можно безусловно
вычислять по
классической формуле B26).
0.05
0.04
0.03
0.02
0.0)
Вид употребляемого ^
\
3 4
д ю р
для истечения
материала пока ЧТО в нашем Рис- 4 Конечная скорость ракеты при раз-
личных величинах пассивной массы &а=*2%о.
рассуждении не имел Нанесенная на рис. кривая, рассчитанная
значения. релятивистским методом, не отличается от
П g __ о0/ и кривой, полученной методом классической
при . оа z /оо и механики, за исключением участка в непо-
р = 4 можно достиг- средственной близости от нулевой точки.
нуть скорости, равной
приблизительно 5% скорости света, что вполне достаточно для
всех мыслимых межпланетных путешествий. Также и w = 2%0.
при чистом излучении фотонов (и = 600 км/сек.) было бы
чрезвычайно высоким значением, так как параболическая скорость
вблизи солнца составляет 617 км/сек. Но именно здесь и
выявляется основная трудность, состоящая в том, что, пользуясь
имеющимися в настоящее время материалами, едва ли
возможно создать скорости, определяемые формулами A9) или B1)
при малых величинах р.

14 Раздел I. Теория реактивного движения
Рассмотрим кратко по порядку некоторые возможные случаи.
а)Фотоны (световое давление). Не следует забывать, что
световое давление приобретает заметные значения только при
такой интенсивности излучения, которая далеко превосходит все,
что дают любые лампы, прожекторы, рентгеновские трубки и
т. д. Если подсчитать, например, давление (реакцию),
вызываемое параболическим зеркалом, в фокусе которого помещено
абсолютно черное излучающее тело в виде шара с радиусом в
10 см при 4000°К, то получаются совершенно недостаточные
значения; правда, расчетная конечная скорость будет постепенно
достигаться, но только после очень большого промежутка
времени. Но пока снаряд для межпланетного полета находится еще
в поле земного тяготения, необходимо развить силы по
меньшей мере того же порядка величин, что и сила тяжести. Таким
образом, использование светового давления отпадает.
б) Заряженные частицы. Частицы, обладающие зарядами
одного и того же знака, например электроны, непригодны
вследствие того, что сама ракета быстро заряжается. Удаление даже
самых малых количеств заряженных частиц вызовет через
несколько мгновений прекращение эмиссии.
в) Частицы в среднем нейтральные. Вряд ли можно придать
нужное направление нейтральным частицам, обладающим выса-
кой скоростью, без того, чтобы окружающий материал не принял
температуры, соответствующей тепловому равновесию, так как
здесь постоянно придется иметь дело с очень высокой
интенсивностью процесса. Примем поэтому в дальнейшем, что
достаточно интенсивную направленную струю материальных частиц
можно создать только путем теплообразования и истечения нагретой
пассивной массы. В таком случае применимы известные законы
истечения газа в безвоздушное пространство. Для газа,
имеющего в ракетном «нагревателе» температуру Г, с удельными
теплоемкостями (на 1г) ср к cv (которые примем постоянными)
и молекулярным весом пг получим
= Y2Jc T (/-механический эквивалент тепла). B3)
с / т
Так как ср = ?, то w = KW -
>-*/!>
где к _ Одна и та же величина для газов с одинаковым числом
атомов в молекуле.
Ср—для одноатомных газов=^R~5
моль.град.
7 г> 7 каЛ
для двухатомных газов = ? R ~ 7коль.'градТ

К теории ракет 15
Если принять для Т, несомненно, высокое значение в 4000°К>
то получим следующие скорости для разных газов:
водород (одноатомный) w = 12 900 ле/сек.
» (двухатомный) to =10 800 »
гелий (одноатомный) w = 6 450 »
азот (двухатомный) w = 2 900 »
Отсюда получается и значение р. Энергия оаМе с2 идет на
повышение температуры рМе от нуля (практически) до Г°К
Отсюда находим, например, для двухатомного водорода при
а=2°/оо
/7 = 3' 10*.
Такое большое р невыполнимо.
Очевидно, что использовать имеющуюся энергию при
о* = 2%о невозможно. Таким образом, большие скорости
1 500 км/сек.)9 повидимому, недостижимы, так как мы
практически ничего не можем предпринять со столь большим
количеством энергии, во всяком случае путем промежуточного
использования тепла.
Если принять для расчета наивысшее технически допустимое
значение р= 100, то оказывается, что достаточно иметь За,,
равное всего лишь^, т. е. приов 0,7%0 (U235) иметьо, равное~104.
Тогда по формуле B2а) получим скорость
и = 10 800 lg 101^50 000 ле/сек.
Этого, конечно, достаточно для полета на луну и даже для
полета на Венеру или Марс.
При отношении масс р= 10 получаем
а= 10800 lgll ^26000 л;сек.
Эта скорость достаточна для полета на луну.
Результаты нашего рассмотрения вопроса можно
резюмировать следующим образом:
1. Энергия разложения атомев IJ35 сама по себе достаточна
для полетов в межпланетном пространстве.
2. Трудности заключаются:
а) в получении высоких скоростей истечения при тепловом
равновесии ракеты,
б) в техническом осуществлении достаточно большого
отношения масс.

16 Раздел 1. Теория реактивного движения
Если сравнит* эти результаты с ранее опубликованными
соображениями о межпланетных полетах с применением
горючих, то принципиально возможный прогресс в основном
заключается в том, что применение водорода в качестве пассивного
рабочего вещества позволяет достигнуть в 2—3 раза более
высоких скоростей истечения, В остальном технические проблемы
существенно не меняются.
ЛИТЕРАТУРА
1. Н. Oberth — „DieRakete хм den Planetenraumen", Mu'nchen, 1923; E.San-
ger —- „Raketenflugtechnik", Munchen, 1933.
2. E. Sanger —см. сноску 1, стр. 66.

ВЫДЕЛЕНИЕ ЭНЕРГИИ ПРИ РЕАКТИВНОМ ДВИЖНЕИШ
П. Белковин
(Bielkowicz P. „Evolution of Energy in Jet and Rocket Propulsion"; Aircraft Engineering»
H, .V: 205, 90—2; Xs 206, 129—32; X* 207, 163—70; Xa 208, 206—8, 1946)
I
Назначение всякого реактивного двигателя состоит в
преобразовании химической энергии топлива в кинетическую энергию
газов, выходящих из сопла. Эта статья содержит краткий
обзор явлений, связанных с превращениями энергии на пути от
топливного бака до конца сопла. Насколько возможно, мы
упростили задачу, рассмотрев лишь явления в ракетном
двигателе без газовой турбины. Даже при такой упрощенной схеме
процессы, происходящие в камере сгорания и сопле, довольно
сложны и требуют тщательного анализа.
Однако успешное исследование вопроса может дать ценные
результаты, указав путь к достижению более высоких к. п. д.
При исследовании этих явлений мы будем иметь дело с
проблемами механики газовой среды, термодинамики, химии,
физической химии и даже квантовой теории. Мы не претендуем
на то, чтобы ответить полностью на возникающие вопросы, и
не пытаемся описывать работу двигателя. Такие важные
вопросы, как впрыск топлива, охлаждение и т. п., здесь опущены.
Цель нашей статьи — выяснить физическую природу некоторых
отдельных проблем; числовые примеры приводятся, чтобы
оценить пределы, в которых лежат интересующие нас величины,
и показать методы решения этих задач.
В последующих главах будут рассмотрены следующие
вопросы:
а) Теплотворная способность топлив. Для сравнения
различных видов жидких или твердых топлив, пригодных для
реактивного двигателя, нужно относить их теплотворную способность
не к единице веса одного только топлива, но к единице веса
смеси топливо -f- кислород, или топливо + Другой какой-либо
окислитель. Также важно знать, находятся ли продукты
сгорания в газообразном состоянии при условиях, имеющих место в
камере сгорания.
б) Условия в камере сгорания можно определить, если
известны удельные теплоемкости газообразных продуктов
сгорания. Эти данные для очень высоких температур и давлений не
всегда вполне надежны; во многих случаях необходимы даль-
1 В переводе разделы IV, VI и VII редакцией выпущены, как излагающие
элементарные данные. (Прим. ред.)
184—2

18 Раздел I. Теория реактивного движения
нейшие экспериментальные исследования. В этой статье
приведено сжатое изложение теории теплоемкостей, чтобы дать
читателю достаточно ясное представление о механизме этого
явления.
в) Диссоциация газообразных продуктов сгорания также
играет важную роль в определении температуры камеры
сгорания. Определить действительные условия термохимического
равновесия в камере не легко. Кроме таких основных
продуктов, как СО,_СОг, Н2О, в ней находятся также радикалы,
появляющиеся в цепных реакциях,— ОН, СН и т. д.
Необходимо также принимать во внимание диссоциацию
таких газов, как Ог, Нг и др. В расчетах мы приняли ряд
существенных допущений, чтобы упростить задачу. В примерах
рассмотрена диссоциация СО2, ШО и их смеси. Теория
диссоциации изложена на основе некоторых упрощающих
предположений; в статье приводятся кривые кажущегося
теплосодержания 1 для различных газов. Для нескольких случаев
рассматривается поведение газов в смесях и их взаимное влияние при
диссоциации.
г) Рассмотрены способы достижения максимальной
температуры в камере сгорания и соответствующей максимальной
скорости истечения; в качестве примера мы взяли сгорание
водорода.
д) В одной из последних глав отмечены различия между
результатами, полученными на основе упрощающих
предположений, и тем, что дают действительные условия.
Причиной расхождения в некоторых случаях может
оказаться невозможность достижения термохимического равновесия и
равномерного распределения энергии в течение кратковременного
пребывания газов в камере сгорания и в сопле. Вследствие
этого может быть потеряно некоторое количество ценной энергии.
Изучение процессов активации и дезактивации, выбор
подходящих катализаторов и исследование соударения и
продолжительности жизни излучающих частиц могут дать некоторые
указания относительно того, как следует направить термохимические
процессы в камере и сопле, чтобы получить наивысший к. п. д.
В сопле, где условия меняются от сечения к сечению,
приходится соответственно вести рассмотрение явлений по ступеням.
Продолжающиеся в сопле термохимические процессы
вызывают отклонение от условий адиабатического истечения
идеального газа, а изменение этих условий может в свою очередь
отражаться на термохимических процессах.
1 Термином «apparent sensible heah автор обозначает теплосодержание,,
отнесенное на моль конечного продукта сгорания, с учетом тепла,
поглощенного диссоциацией. (Прим. ред.)

Выделение энергии при реактивном движении 19
II
В наиболее общем виде формула для определения тяги,
создаваемой реактивным двигателем, может быть написана так:
-pv), A)
где qx — секундный весовой расход воздуха через двигатель;
q2 — секундный весовой расход топлива; q$ — секундный
весовой расход кислорода (или воздуха) из резервуаров;
V— скорость двигателя относительно воздуха, принимаемого
неподвижным; и — скорость истечения газов из сопла
относительно двигателя; F2 — площадь сопла в его выходном сече-
ции; ро — наружное атмосферное давление; р2— давление
газов в сечении F2\ g — ускорение силы тяжести 9,81 м/сек2.
Первый член в правой части уравнения представляет собой
скорость изменения количества движения воздуха,
проходящего через двигатель, второй — скорость изменения количества
движения топлива и кислорода, поступающих из резервуаров.
Третий член — добавочное тяговое усилие, создаваемое
разностью давлений в выходном сечении сопла.
Этот член не противоречит общему закону реакции. Можно
сделать сопло достаточно длинным для того, чтобы
осуществилось полное расширение газов, при котором давление р2
снизится до ро; в этом случае третий член исчезнет. Но очень
длинное сопло вызывает большие потери от трения, и
увеличение скорости реактивной струи, достигаемое удлинением сопла
сверх некоторого предела, нецелесообразно. Этот член дальше,
будет рассмотрен подробнее.
Для ракеты q{ = 0 и формула A) принимает вид:
1^.- ул "+F2(P»-Po) = mu+Ft(p2-p0y B)
Мь^ можем, однако, пользоваться упрощенной формулой
/ — пш, если введем величину, имеющую размерность
скорости и , удовлетворяющую условию
{2(p2p0)
Действительные значения и' определялись путем измерения
тяги ракет (пг — масса смеси топливо + кислород). Для
реактивного двигателя qz = 0, а членом М- можно пренебречь,
если касса «2 = y- нала по сравнению с массой воздуха и
если скорость V составляет лишь малую долю и:
C)

20 Раздел I. Теория реактивного движения
Пользуясь этой формулой, мы будем писать просто без
индексов:
Т = ш{и — V) = тA — г)и, где г = ~ D)
III
В ракетном самолете в резервуары загружаются и топливо
и кислород. Целесообразно поэтому при исследовании
теплотворной способности топлива относить ее к единице веса
смеси. Рассмотрим, например, два топлива X и У. Теплотворная
способность первого 20 000 кал/кг. Предположим, что для его
полного сгорания требуется 10 кг кислорода на 1 кг топлива.
Пусть теплотворная способность второго топлива только
10 000 кал/кг, но для сгорания весовой единицы топлива
требуется 2 весовых единицы кислорода. Первое топливо X
выгоднее для реактивного двигателя, забирающего воздух из
атмосферы в том случае, если подвод его не строго ограничен.
Второе топливо более пригодно для ракетного двигателя, совсем
не имеющего подвода воздуха. В ракете количество тепла
20 000
на 1 кг отходящих газов для первого топлива составит 1-тг\~{\ =
— 1820 кал, а для второго « , „ =3333 кал.
Это значит, что в ракете второе топливо почти в два раза
эффективней, чем первое, и, кроме того, дает экономию в 8 г
кислорода на 1 т топлива, т. е. значительную выгоду в весе.
Мы будем поэтому сравнивать различные топлива на
указанной выше основе. Представляет также интерес теоретическая
скорость истечения, развиваемая данной смесью, в
предположении, что . в камере сгорания и сопле нет потерь энергии
(к. п. д.= 1,0) и вся теплотворная способность топлива
преобразуется в направленную кинетическую энергию потока
отходящих газов.
Если на 1 кг топлива требуется (q—1) кг кислорода, то
при сгорании образуется q кг продуктов сгорания. При
теплотворной способности топлива L количество тепла на 1 кг смеси
будет L\ = — ; теоретическая кинетическая энергия
образовавшихся газов будет
q/2g-C* = U, . E)
где С — теоретическая скорость истечения; / — механический
эквивалент тепла,
С = л/Tg|J =
= 91,54 УТХм1 сек. (б)

Выделение энергии при реактивном движении 21
Теоретическая тяга, развиваемая при сгорании без потерь 1 кг
смеси, будет
Р = у G)
Обе величины Си f соответствуют верхнему пределу
возможностей данного топлива. За теплотворную способность мы
везде будем принимать (если не сделано особой оговорки)
низшую теплотворную способность, т. е. соответствующую
получению продуктов сгорания в газообразном состоянии.
В табл. 1 приведены некоторые данные о жидких топлива х!
при сжигании их в чистом жидком кислороде. Следует
отметить, что некоторые смеси с жидким кислородом могут
детонировать, например смесь бензина с жидким кислородом*
Водород является хорошим топливом, но его чрезвычайно
трудно хранить в жидком виде, так как точка кипения
водорода очень низка. В табл. 1 даны точки кипения жидких топлив
при атмосферном давлении, а также их критические
температуры и давления.
Преимущество жидкого топлива заключается в том, что
для него можно применять легкие резервуары, которые не
нужно рассчитывать на высокое давление сжатого газа. В столбце
«Теплота реакции» указано количество тепла на один моль
топлива. Для того чтобы найти теплотворную способность, эту
величину надо разделить на молекулярный вес смеси (или
топлива).
В конце табл. 1 приведены свойства нитроглицерина.
Нитроглицерин, как и всякое взрывчатое вещество, содержит в себе
необходимое для его сгорания количество кислорода. Однако
его теплотворная способность очень низка, даже по сравнению
с таким плохим топливом, как обыкновенный глицерин. Это г
недостаток нитроглицерина несколько смягчается наличием в
нем кислорода, но способность к детонации делает его
использование в качестве топлива крайне трудным или даже
невозможным.
Цифры в скобках для некоторых топлив дают
теоретическую теплотворную способность, получаемую делением
теплоты реакции на молекулярный вес. Мы, однако, рекомендуем
данные, взятые из справочников. Удельный вес сжиженных
газов указан при температуре кипения.
Хранение жидкого кислорода представляет трудности, так
как его температура очень низка, а хранение в газообразном
состоянии требует очень прочных и тяжелых резервуаров и труб;
было бы поэтому выгодно заменить кислород другим
окислителем. В табл. 2 даны характеристики нескольких таких
окислителей. Чтобы получить основу для сравнения, в качестве
топлива мы выбрали толуол.

22
Топливо
Водород.. .
Метан ....
Гептан. . . .

Авиационный бензин
Октан ....
Эйкосан. . .
Ацетилен . .
Этилен . . .
Толуол . . .
Этиловый
спирт . . .
Этиловый
спирт . . .
Глицерин. .

Нитроглицерин.
Кислород. .
Раздел
Формула
Hi
сн4
с7н16
~~
С20Н43
с>н2
с>н4
С7Н8
С2Н5ОН
С2Н5ОН
с3н5он
с3н5од>
о2
г. Теория реактивного
Уд. вес в
жидком
состоянии
0,07*
0,415*
0,691
0,720
0,707
0,778
0,621 *
0,566 *
0,866
0,789
0,789
1,264
1,6
1,13*
Точка
кип., °С т
-253
-161
98,4
ИЗ
126
205
- 84
—104
111
78,5
78,5
290
—
-183
движения
гСритич.
гемп./С
—240
'-83
267
296
—
36
9,7
321
243
243
___
—
-119
Критич.
давле-
иие,атм.
12,8
45,8
26,8
__
24,9
—
62
50,9
40,6
63,1
63,1
—
—
49,7
Ж
н, %
100
25
16,1
14,9
15,8
14,9
7,7
14,3
8,7
13,1
13,1
9
2
—
и д к и с
с, %
0
75
83,9
85,1
84,3
85,1
92,3
85,7
91,3
52,1
52,1
39
16
« Для газов удельный вес дается пр* температуре ктэни* сниженнэго газа.
Все реакции с окислителями в табл. 2 относятся к толуолу.
Теплотворные способности этих смесей ниже, чем смесей с чис-
тымкислородом, но вообще довольно высоки. Из этих
окислителей немцы широко применяли перекись водорода в ракете
V-2* и на самолете Ме-163 с ракетным двигателем. В немецкой
* В ракете V -2 перекись водорода применялась лишь в системе
питания для приведения во вращение турбины. См. статью Перринга.
{Прим. ред.)

Выделение энергии при реактивном движении
23
Таблица 1
топлива
2H3O
C7H1G+HO2=7CO2
1 кг бензина +3,45 кг
кислорода
C*,H« + 30VaO2«
С2Н,+ 2»/А = 2СО2+Н2О
С3Н4 + ЗО2 = 2СО2 + 2Н2(
J= 7СО2+4Н,О
С2Н- ОН -f- ЗО2 =. ЗН2О -f 2СО2
3i:2Oa-3CO2+4HJO
-272Н2О +
57,81
151,8
1071
1222
2960
300,5
313
914
303,7
177,1
355
432
2
16
100
114
282
26
28
92
46
46
92
227
18
80
452
514
1258
106
124
380
142
110
204
227
28900
11990
10710
10510
10720
10500
11750
11180
9920
(9750)
6400
(С6Э0;
6400
3860
1790
3210
23S0
2375
2365
2380
2355
2880
2525
2400
2080
1600
1740
1790
4470 456
4460 455
4455 455
4465 456
4450 453
4920501
200
460$
4480
14180
3673
3820
>30
470
456
426
374
389
396
ракете для противовоздушной обороны в качестве компонентов
топлива применяли визоль * и азотную кислоту.
Перейдем теперь к твердым топливам. Хорошо известно, как
трудно получить совершенную смесь порошкообразного
топлива с жидким кислородом, воздухом или другой жидкостью.
Однако возможность применения твердых топлив все же не
исключена, хотя бы в виде добавки, впрыскиваемой в поток
* Виниловые эфиры. (Прим. ред.)

I
н
S
S
JBs
О) О Ю <N СЧ <N
2? 2? ?? 24 Sf ?T
СО*
ОО
+
X
4-
о
s
О
s
О
Ю N rf
О
z
X
о
о.
о
г
if
со о
~ О:
00
о*
g
?s
CO CO
+ «d II
X
и.
s a • ? s
iS-ag-f.
g
о
т> +
^ оо
со <м со „
+ 11 НО
па
5 X X
1

Выделение энергии при реактивном движении 2>
жидкого топлива. Данные по твердым топливам приведены в
табл. 4. Здесь даны их точки кипения и плавления, а такж?
точки кипения продуктов сгорания. Очевидно, крайне важно,
чтобы эти продукты были в газообразном состоянии при тех
условиях, которые создаются в камере сгорания и в сопле.
Следует подчеркнуть, что не все реакции, приведенные в-
табл. 4, происходят в точности так, как указано в формуле.
Например, многие из них могут протекать только в растворе,
по крайней мере при нормальных температурах. Присутствие
воды, служащей растворителем, понижает теплотворную
способность смеси. Таким образом, реакции в табл. 4 в некоторых
случаях представляют собой только идеальные схемы, пути
практического осуществления которых нужно еще найти. Не
следует, впрочем, забывать, что при температуре камеры
сгорания в 2000—3000°С и под давлением в 100—200 атмосфер
реакции иногда имеют иной характер, чем при температуре ни-
же 1000°С. В таблицу вошли также реакции металлов и
металлоидов со фтором. Для некоторых веществ приведены
данные о реакциях и в водном растворе и в идеальном
состоянии, без воды. Количество тепла, затрачиваемого на
испарение воды, вычтено из теплотворной способности смеси. Из
данных о порохе видно, что он является топливом низкого
качества; это отчасти компенсируется простотой обращения
с ним.
В поисках наилучшей смеси можно попытаться применить
вместо кислорода озон. Этот газ обладает свойствами сильного
окислителя, и реакции с ним дают больше энергии, чем реакции
с чистым кислородом. Эти два типа реакций сопоставлены в
табл. 3. Широкому использованию озона как окислителя при
сжигании топлива до настоящего времени препятствует, пови-
димому, трудность его хранения.
Лангмюр предложил применять весьма своеобразный вид
«топлива» — атомарный водород. Собственно говоря, это означает
применение электрической энергии для реактивного движения.
Этот вид энергии нельзя использовать непосредственно для
получения движения, но при помощи электричества можно
расщепить молекулы Нг на атомы, с затратой довольно большого
количества энергии. Немедленно вслед за этим атомы снова
соединяются, образуя молекулы Нг с выделением ранее
поглощенной энергии, но теперь уже в виде тепла. Конечно, трудно
сохранять водород в атомной форме; расщепление должно
происходить непосредственно перед поступлением газа в камеру
сгорания. В рассматриваемом случае применяется один только
водород, и кислорода не требуется. Если вспомнить, что для пол-"
ного сгорания 1 т водорода требуется 8 т кислорода, то станег
очевидной значительная экономия и в весе топлива и резервуаров;

г.ч'ги 'bjbx
со со
г*- оо
СО чГ
ii
.. 00 N ^ O5 Ю -
^СМтГ Ю t Ю Ю
N CN ^*
4- Ю CO
О О i.O
^ о о;
Tj" СЧ СЧ
Ssissii?5^2
8
СЧ «О ГО
t^. ь- со
*иипнBad
u': ^ q oq, со (N q ^ cc cq q —^ ^ сч со, о
CO O^ CO iO Ist* t4** ^75 O^ J4^ ^ ^? lO O"* ^J" t-O 00 lO
-odu винэй
-им
^*S^
СЬ О
о о
^ 7 S§T I I § 1 S '55 '5
I I I
со со —
сч ос 'j5 —J"
CO Ю СЧ ОЭ
8.
S
wO
1
< «Ztt-Cg-O
о
42
CN 5'
-*-
u II
l О
U сч
q
u
О О
CO »C.
8
ss
О О Ф О) О О N S N N СЧСМ —
С^ М lO Ю О ^ Oi О5 О5 OJ Ф Ц? СЧ
t t со ?о со эо со
ч
и и О a. о. « «2
« 3
'S sr О
3 S о
S S О
Е н ^
>» о о
о. х м
а о *
CC CO -4 ^н
S2S8!
ooa.55 35
CO
D JJ (^- С
? с
ч с
со
ч с
СО
5?
се
СО
с^
112,4
55,9
54,9
54,9
е-з
О
О ел
ее
а-
° Ю Ю О
С t^ ,-« ~

Выделение энергии при реактивном движении
27
однако эту экономию уменьшает необходимость установки
электрического оборудования и аккумуляторов-
Большое количество тепловой энергии, получаемой из
атомарного водорода, может, впрочем, сделать выгодным его
использование, но для решения проблемы в целом нужны еще
дальнейшие теоретические и экспериментальные исследования.
В табл. 5 приведены теоретические реакции диссоциации
водородных молекул, причем рассмотрены различные степени
Таблица 5
Атомарный водород
Уравнение реакции
н-н = н2
Н ^Н + Н4-Н + Н2 = ЗН
Н + Н-гН2 = 2Н3
Теплота реакции,
кал
98,56
197,12
98,56
Теоретич.
скорость истечения,
м сек.
20 290
16 570
14 340
Теоретич. тяга,
кгкг
2070
1690
1460
диссоциации. Однако получение 100-проц. атомарного
водорода весьма маловероятно. Расчетные скорости истечения скорее
преувеличены; более тщательное исследование дает порядок
вероятной скорости не выше 10 000 м/сек. Но даже в этоа*
случае теоретическая тяга была бы в два раза больше, чем та,
которую можно получить, применяя самое лучшее твердое или
жидкое топливо.
Другим источником энергии могла бы служить энергия
распада атомов. Сейчас еще трудно сказать что-либо относительно
возможности применения этой энергии в виде непрерывного
потока. Во всяком случае атомная энергия, повидимому, не
вполне подходит для непосредственного создания движения,
так как она в основном слагается из энергии излучения и
кинетической энергии нейтронов и а и ? -частиц. Таким образом
эту энергию нужно сначала сообщить газовой среде,
которая будет использована для создания движения путем
повышения температуры и давления газов и последующего их
расширения. Следовательно, и в этом случае ракета должна быть
загружена каким-либо жидким или газообразным веществом.
Определение номинальной температуры в камере сгорания
Как известно из термодинамики, тепло, поглощаемое газом
при каком-либо процессе, не может быть выражено как
функция состояния газа.

28 Раздел /. Теория реактивного движения
Для определения этого состояния достаточно двух
переменных; если, например, даны давление и температура, то объем
будет вполне определен и может иметь только одно значение.
Но теплота может принимать любое значение — в зависимости
от того, каким образом газ перешел в данное состояние из
стандартных условий. Поэтому необходимо указывать
некоторые добавочные условия изменения состояния газа.
Есть основание считать, что давление в камере сгорания
постоянно, если, конечно, топливо подводится непрерывно.
Такое допущение позволяет определить температуру, если
известны количество тепла и удельная теплоемкость газов.
Тепло, поглощаемое одним килограммом газа при нагревании его
в интервале температур t\ —10 при постоянном давлении, равно
где ср— функция температуры. Величина A h называется
видимым теплосодержанием газов и представляет собой прирост
полного теплосодержания (h = Е +,ра) для частного случая,
когда р = const.
В помещенных ниже таблицах и кривых (рис. 1, 2 и табл. 10)
дано видимое теплосодержание нескольких двухатомных и
трехатомных газов, причем принято, что to = 0°С. Диссоциация
газов не учитывалась, и все кривые относятся к недиссоцииро-
ванным газам; эти значения могли бы получиться только при
бесконечно большом давлении (р = со). Влиянием давления на
удельную теплоемкость мы пренебрегли.
Таблицы и кривые дают видимое теплосодержание газовых
смесей, например для смеси ЗН2О + 2СО2, вычисленное в
предположении, что теплоемкости обладают аддитивным свойством.
Все кривые представляют поглощение тепла чистыми газами
в отсутствие воздуха и таким образом дают возможность
определить номинальную температуру сгорания в чистом кислороде.
Присутствие инертного газа, например азота, который
составляет почти 77% сухого воздуха (по весу), понижает температуру.
Для определения номинальной температуры сгорания нужно
выполнить некоторые предварительные операции. В ракетах
жидкое топливо используется для охлаждения камеры сгорания
и сопла. Например, в ракете V-2 для охлаждения в наружную
рубашку вводится спирт, который также впрыскивается через
многочисленные маленькие отверстия в камеру сгорания и в
сопло, где он, растекаясь внутри по стенкам, образует защитную
пленку испаряющейся жидкости. Кислород впрыскивается в
камеру сгорания в жидком виде через 18 отверстий. Таким
образом, часть теплоты сгорания идет на повышение температуры
топлива и кислорода и на их испарение раньше, чем сгорание

20x10*
f.Cpdt
кап/кг
/7.5 I
즦!¦¦¦¦¦¦¦¦¦¦¦¦¦¦¦¦¦¦ааавааааааааааааааদ¦¦¦¦¦¦!
:::::::h:::::::::::::::::::::::::::::::::::::::::
i::::::::3:n:i:s:::3::::::::::::::::::::i:::»:i
/5.0
/2.5
10.0
2.5
es^ssesesssseseeesssssssssessssssssssessseesse::.!
ii'JiiiiiiiiMiiiiiiiiiiiiniiiiiiiiiiiMiliiiiiiiMi
500 WOO 1500 2000 2500 3000 3500 4000 4500 50O0°C
Рис. 1 .^ ^ujj
3000
f Cndt
Jo P
кал/м
2000
WOO
3H20*2C02\
500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000 4500 5000°C
Рис. 2

30 Раздел I. Теория, реактивного движения
закончится. Чтобы получить отправную точку, мы можем
принять, несколько произвольно, что сгорание топлива полностью
закончится раньше, чем его температура достигнет 100°С;
предполагаем, что это же допущение относится и к кислороду.
Конечно, для получения более точного результата нужно учесть
и такие факторы, как скорость сгорания, но в настоящей работе
этот вопрос не рассматривается. Итак, мы можем принять, что
при температуре несколько ниже 100°С тепло поглощается
топливом и кислородом, а выше этой температуры происходит
нагревание газообразных продуктов сгорания, пока они не
достигнут температуры, существующей в камере сгорания.
Теплотворная способность смеси вычисляется при помощи следующего
уравнения:
Здесь спх — удельная теплоемкость смеси топлива и кислорода;
ср2 —удельная теплоемкость продуктов сгорания; tQ —
температура в резервуарах; tx — температура, при которой протекает
реакция; /2 — конечная температура в камере сгорания.
Мы принимаем здесь, что начальная температура кислорода
немного ниже —183°С (его точки кипения); для водорода эта
температура — 253°С, для СО — 191,5°С. Для других жидких
и твердых топлив принимается, что начальная температура
равна 0°С. Средние теплоемкости будем определять приближенно
в интервалах температур от точки кипения до 0°С и от 0гС
до 100°С.
Значения ср в —^--—приведены в табл. 7. Таким
образом тепло, поглощаемое 1 кг вещества до начала реакции, равно:
для спирта
кислорода
водорода .
углерода
* СО . .
— 255 кал кг
— 107,3
— 1187,0
— 23,0
— 116,5
Например, при полном сгорании этилового спирта в чистом
кислороде происходит следующая реакция.
С2Н5ОН + 30. = ЗН2О + 2СО2.
В 1 кг смеси содержится 0,3235 кг спирта и 0,6765 кг кислорода.
В 1 кг отходящих газов содержится 0,38 кг водяного пара и
0,62/сгСОг. Обозначая теплотворную способность смеси через Li,
можно написать следующее уравнение:
11 = 2080 = 0,3235 • 255 + 0,6765.107,
[0,38ср(Н2

Выделение энергии при реактивном движении
Удельная теплоемкость сп
Таблица 6
t°c
н2
о.
Воздух
СО
Nj
0
3,403
0,218
0,239
0,249
0,247
500
3,503
0,250
0,261
0,270
0,265
1000
3,714
0,268
0,283
0,294
0,289
1500
3,959
0,278
0,294
0,305
0,302
2000
4,159
0,287
0,302
0,312
0,309
2500
4,303
0,295
0,307
0,316
0,314
3000
4,626
0,300
0,311
0,318
0,316
СС
кал
кг»град
Видимое теплосодержание отходящей газовой смеси
представлено кривыми рис. 2
Поскольку \ cpdt = \cpdt—\ cpdt, а из кривой рис. 2
100'
то
с dt = 29,8 кал'кг,
следовательно \ ср (смеси) dt =1955 кал'кг.
Конечную температуру /° можно взять прямо по
соответствующей кривой для найденного значения видимого
теплосодержания в 1955 кал/кг, что даст f°= 4400c'C.
Если принять, однако, что около 10% располагаемой
тепловой энергии теряется вследствие неполноты сгорания и
(частично) за счет излучения, то по уравнению
cpdt= 1760 кал';кг
мы получим температуру t = 4000°С. Тем же способом проведены
вычисления для других топлив; результаты приведены в
помещенной ниже таблице. Температура, найденная для случая
полного сгорания углерода, определена лишь приблизительно, так
как кривые подсчитаны до температуры в 4400° С, а далее
экстраполированы.
Номинальные температуры, приведенные в табл. 8,
представляют собой верхний предел, недостижимый в действительных
условиях сгорания вследствие поглощения тепла в процессе
диссоциации.
VIII
Определение температуры в] камере сгорания
Учитывая диссоциацию, можно определить температуру в^
камере сгорания с большей точностью, чем это делалось в
разделе V. Однако для упрощения задачи приходится сделать ряд.

I
Скрыт
пароо
SslS
a
о
5s
Ос
о
О
55
О
с
о
ь-
с;
СО
а
Ш8 i 8 I
см
СО" О
см
о
2 I I
О
Mil
: • s.5 :
• -§а :
'«=<*= 2 *
5 О 3 >> t<
О Q. Ш о
о. о о л о.
** ^ я 5 ч
О Я н « и
CQ bi CD О >>
оо
I
со см со ^" со
^ см ю см см
со о о о о
1—• t^ Ю
532 I Я
CM CD О
СО ОО О>
? S I Я I
СО О О
I 2 I
о
С5
Я
I
2
Я
Я
н
о
я
Q.
0>
1
I
55
I!
i
5
гн
uoi гн \ вн
d
% '
'08И1ГUOX
0>
я
S ft R * «
О)
о
О) I
о
с «=;
4> О
. .g
О)
S
8
и-«О00
-^ •* ^ CN
8 Я
58
с»
см
CD CO I4*» 00 ОЭ
CD^ CO Ю О О СО
сч S о оо" см* ~
W S tf) ОО N 00
N Ю СО 00 Ю Ю
со а> со ^ со о>
S* W СО Н (N «
(N ^ <О »-« СО ^
. о *
. % о
о

Выделение энергии при реактивном движении
33
значительных допущений. Более подробный обзор явлений,
происходящих в камере сгорания, будет дан позже*; сейчас мы
только перечислим упрощенные схемы, которые позволяют
подойти к рассматриваемой задаче.
Таблица 9
Удельная теплоемкость Ср для HjO и СО. при давлении 1 атм.
()
.град.
СО, {
н.о
ГС
со,
н.о
ieC
со,
Н,0
0
0,197
0,195
0,453
0,443
900
0,290
0,304
0,537
0,573
2600
0,397
0,331
1,012
0,723
100
0,220
0,220
0,462
0,450
1000
0,297
0,309
0,550
0,587
2800
0,410
0,332
1,073
0,729
200
0,237
0,237
0,471
0,462
1200
0,309
0,314
0,581
0,615
3000
0,422
0.333
1.135
0,734
300
0,251
0,295
0,481
0,475
400
0,260
0,268
0,490
0,490
1400 ; ieoo
0,322 I 0,335
0,319 0,322
0,632 0,695
0.640 0,660
500
0.267
0,278
0,499
0,506
1801
0.347
0,323
0,758
0.677
600
0,272
0,286
0,508
0,523
200Э
0,360
0.327
0,823
0,692
700
0,279
0,293
0,517
0,540
2200
0,372
0,329
0,886
0,705
800
0,284
0/299
0,527
0,556
2400
0,385
0.330
0.948
0.714
Литература:
Шюле „Техническая термодинамика"
„Технич. данные по топливу"
Шюле „Техническая термодинамика*
„Технич. данные по топливу"
1. Мы пренебрегаем потенциальной энергией взаимного
притяжения молекул и принимаем, что даже при высоких
температурах газ ведет себя в соответствии с законами идеального газа.
2. Влияние давления на удельную теплоемкость газов не
учитывается.
3. Не рассматриваются условия горения — скорость
распространения пламени (скорость горения) и явления детонации.
4. Действительная картина диссоциации газов трактуется
упрощенно. Например, принимается, что диссоциация Н2О
протекает только по уравнению
2Н2О ^ 2Н2 + О2 - 115 400 кал.
При этом реакция . ;
2Н,0 ^ 2ОН + Н2 = — 128 000 кал,
184-3
Продолжение работы Белковича не было опубликовано. (Прим. ред.)

34
Раздел I. Теория реактивного движения
\Cpdt — кажущееся тетосодсржанщ
PC
Н2О
со2
со
Воздух
о2
ЗН2О+2СО2
2Н2О+Н2+СО+СО2
100
44,54
20,8
343,6
24,9
24,8
24,0
22,1
29,8
35,5
300
136,8
68,6
1037,5
75,6
75,0
73,0
68,0
94,5
—
500
235,1
122,1
1733,6
128,3
127,0
124,0
117,0
165,2
186,7
800
394,7
208,9
2802,2
212,2
208,9
205,0
194,0
279,5
310,0
1000
509,5
2(9,8
3532,8
270,2
266,0
261,0
247,5
360,0
408,6
1300
691,3
363,7
4670,4
360,1
354,1
346,0
330,0
487,3
547,6
1500 |
819,3 j
427,9 |
5447,7 |
420,3!
414,5 |
415,0
384,5
577,0
644,5
которая также имеет место при высоких температурах, не
рассматривается так же, как и диссоциация двухатомных газов,
например
О2$О + О- 117200 кал,
Н- 103200 кал.
t°c
4000
3000
2000
JOOO
0
i
i
i
' Г"
-
/Г i
i
)
1
—1
(Юатн
""" 1
1
•H20
\
I
1
—^^
—• *
— ..
200 400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 2000 2200 2400 2600 2800 УХЮЪкйл/кг.
Рис. 3
Действительный уровень энергии диссоциации, соответствующий
тому случаю, когда атомы, вылетающие из распавшейся
молекулы, находятся в возбужденном состоянии, не учитывается.
5. Наличие в камере сгорания продуктов цепных реакций,
протекающих во время сгорания, также может оказывать
влияние на процесс диссоциации. Этим влиянием здесь пренебрегаем.

Выделение энергии при реактивном движении.
35
Таблица 10
яедиссоциированных газов, кал!кг
1800
1019,1
524,9
6653,1
512,7
505,7
494,0
468,0
712,0
798,0
2000
1155,7
590,0
7472,6
574,7
566,8
554,0
526,0
805,0
896,0
2300
1367,3
689,0
8741,4
669,1
660,0
643,0
611,0
946,0
1051,0
2500
1508,4
755,2
9601,0
732,6
722,8
705,0
670,5
1039,0
1156,0
2800
1726,7
854,0
10905,4
827,5
817,4
797,0
760,0
1184,0
1314,5
3000
1870,0
921,2
11788,3
891,1
880,1
856,0
821,0
1281,0
1420,0
3500
2224,0
1091,0
13680,0
1042,0
—
—
935,0
1527,0
—
4000 '
2604,0
1258,0
15830,0
1210,0
—
—
1071,0
1769,0
—
4200
2750,0
1325,0
16710,0
1268,0
—
—
1128,0
1854,0
—
6. Принимается, что в камере сгорания происходит только
бимолекулярный процесс диссоциации.
7. Скрытая энергия сгорания, носителями которой являются
метастабильные активированные молекулы, может приводить к
расхождению между расчетной и наблюдаемой температурой
сгорания. Предполагается, что эта энергия целиком
возвращается отходящим газам в виде тепловой энергии до того, как
газы покинут камеру сгорания.
Таким образом, предполагается, что продукты диссоциации
получаются только в виде целых молекул в невозбужденном
состоянии. Мы вводим здесь понятие «кажущегося
теплосодержания» /г' газов, которое включает тепло, поглощенное при
диссоциации. Состав газовой смеси вследствие диссоциации
меняется с повышением температуры. Концентрация одних
компонентов увеличивается, других — уменьшается. Это
обстоятельство нужно учесть при расчете кажущегося теплосодержания.
Для Н2О эту величину можно высчитать по уравнению
18A/=18jrAH§0 + 2(l— х)АнгЬ 0,5-32A - лг)АОз+ 57 700A -х),(\)
гдеЛнао, Ана и А о, — увеличение теплосодержания
соответствующих недиссоциированных газов (А=\ cpdt \ Значения их были
даны в 5-м разделе.
Молекулярные веса НгО, Нг и Ог равны соответственно 18,
2 и 32; х есть число недиссоциированных молекул Н3О *.
* В табл. 11 приводятся данные, позволяющие вычислить кажущееся
теплосодержание воды в интервале от 2000 до 3750°С при 10 и при 100 атм.
\'*рим. ред.)

36
Раздел I. Теория реактивного движения
Результаты расчетов приведены в табл. 12 и на рис. 3, где дано
/?' в зависимости от температуры при различных постоянных
давлениях.
Кажущееся теплосодержание СОг определяется формулой
44А' = 44хАсо2 -•- 28A - x)hco + 0,5-32A - x)ho.+
-j-68200»(l—jc) B)
Молекулярные веса ССЬ и СО равны соответственно 44 и 28.
Результаты представлены графически на рис. 4 и сведены в
табл. 13.
Таблица II
Вычисление кажущегося теплосодержания
(Пример расчета изобар/;-10 атм ч р =-100 атм)
1 .'
2 !
'Л !
.4 !__
т!
(> I
7 !*
8 |&
9 |2
10 ! J
11
\1
*HSO
A-х)
16A-*)*
57700A -л)
18ft'
Л'
18-E)-B)
2G)C)
16G) A4)
F)+ (8)+ (9)+ A0)
2000
1156
7473
526
1156
2300
1367
8741
612
0,976
24015
0,024
420
235,0
1385
26054
1448
2500
1508
9601
671
0,9585
26018
0,0415
797
445,5
2395
29655
1648
2700
1653
10463
729
0,934
27790
0.066
1381
769,8
7095
37036
2058
2900
1800
11352
790
0,901
29192
0.099
2248
1251
11425
44116
2451
3750
2410
14840
1000
0,711
30843
0,289
8578
4624
16675
60720
3374
6
7
Ь
9
10
11
12
х
1-л:
57700A
18Л'
А'
18E) B)
2G)-C)
16G)D)
0,03556A1)
0,989
24335
0,011
192,3
107,7
634t7
25270
1404
0.980
26601
0.020
384,0
214,7
1154,0
28354
1575
0.96С
28832
0,031
648,7
361,6
1788,7
31631
1757
0,954
30910
0,046
1044,4
581,4
2654,2
35190
1955
0,852
36960
0,148
4393
2.368
8540
52260
2903
Рассмотрим^ теперь процесс полного сгорания этилового
спирта в чистом кислороде; в этом случае мы получаем отходящие
г'азы ъ виде смеси состава ЗНгО + 2СОг. Пользуясь данными по
диссоциации, для этого случая мы можем подсчитать кажу-
• По новейшим данным, эта' величина равна 67,6 ккал/моль=Ъ7 600
грамм-кал/моль. (Прим. ред.)

Выделение энергии при реактивном движении
37
Значения W для Н.О в кал'кг
Таблица /2
,Г^—-j "•.
500
1000
1500
1800
2000
235
509,5
819
1046
1220
2300 1538
2500
1804
2700 12114
2900
3750
2467
4090
10
235
509,5
819
1019
1156
1448
1648
1875
2435" *
3374
50
235
509,5
819
1019
1156
1416
1591
1786
1999
3014
100
235
509,о
819
1019
1156
1404
1575
1757
1955
2903
200
235
509,5
819
1019
1156
1367
1562
1739
1925
2807
500
235
509,5
819
1019
1156
1367
1508
1704
1876
2704
ССО 800 WC0 1200 \400 16О0 i6C0 WOO h КОЛ/кг
Рис. 4
щееся теплосодержание отходящих газов *. Результаты
представлены графически на рис. 5 в виде семейства изобар и
сведены в табл. 14. Основное уравнение для этой смеси имеет
следующий вид:
142А' = 3A8уЛНчо + 2A -j/)AH, + 57703A ~у)] + 2[44хАСОз+
- 28A — д:)Асо-Ь 68 200A -х)] + 1б[3A -у) j- 2A - х)]А0,. C)
* В табл. 16 приведены данные для вычисления кажущегося
теплосодержания смеси состава ЗН2О+2СО2 при 10 атм. в интервале от 1800 до
3750-С. (Прим. ред.)

Таблица 13
Значения h' для ССЛ
-~—¦
г с ^-~^^
500
1000
1500
1800
2000
2300
2500
2700
2900
3750
1
122,1
270
434
563
681
953
1174
1490
1775
2518
10
122,1
270
428
542
633
812
984
1191
1421
2336
в кал
50
122,1
270
428
525
616
766
892
1049
1238
2130
кг
ко
122,1
270
428
525
611
749
861
1010
1172
2027
200
122,1
270
428
525
606
737
841
970
1119
1918
500
122,1
270
428
525
590
725
821
932
1074
1783
Таблица 14
Значения Л' для смеси 3H_,0-f 2C0j в кал^г
ГС ^*^"^\^
500
1000
1500
1800
2000
2300
2500
2700
2900
3750
1
165,2
360
580,5
749
893
1197
1444
1737
2029
3091
10
165,2
360
577
727
845
Ш6
1252
14?0
1709
2674
53
165,2
360
577
721
825
1019
117©
1,350
1550
2457
чю
360
577
713
820
1003
1144
1307
1490
2358
230
165,2
360
577
712
816
985
1119
1273
1444
2266
500
165,2
360
577
712
814
975
1104
1239
1394
2153
Таблица 15
Располагаемое тепло на 1 кг смеси
Реакция
с+о2
2С + О,
2СО + О*
2Н2 + О»
CjHiOH + 30,
Отходящие
газы
со2
со
1 02
Н,0
ЗН,О4-2С02
Без
потерь
2077
?06
11С0
3027
1955
С 10-
проц
потерей
1870
815
990
2725
1760

<3

tars
VD
«2
О
7
8 S
N 00
О5СО ^t CS 'О
М« О N ^Г
о о с5 —
00 Ю
о
сч о
3 S
N "*•
о.
О
СО N О О
282?8
00 Ю
О
о
СО
СО СТ> СТ> ^
= ^ о $ со
О* О О N
Si8
« IO Ю
сч
СО СЧ
О
О
СЧ
о
сч
X
00
СО
Oi СЧ
СО —
СО со
N
СО
СО
СО
о сч
оо ю
о
"^f СЧ СЧ
СО О4 С?^ С»О СО 00 ^^
I ^^ f^^j ^^^ t^^i ^^^ 1^0 С^5 ^^^
О со •—• ю со сч оо сч
~ О СЧ ^ О) N
о о о ^* о
О СЧ rf
ю сч о
оо со оо
^" СЧ
о
СО со
СЧ Ю
ю
СО
N
о о -
СО N ^
СО Oi
О) ОС ОЭ
СО СО СО
сч со сэ
СО
СО 00
~ со
о ^*
2
О N
м <О ОО
«О
СЧ
О Ю
- s
2
о
с
s
s
I
О
7* о и о i r
о * ^
б -г- со
< " Ju
В сч — сч
ос
=^СО
О , |
IS
СЧ
C0N000SO —^СЧ
СЧ 'N

40
Раздел I. Теория реактивного движения
Молекулярный вес смеси равен 142; у — число недиссоциирован-
ных молекул Н2О, х — число недиссоциированных
молекул СО2.
Метод расчета располагаемого тепла сгорания был дан в
5-м разделе. В этих расчетах учитывалось тепло, поглощенное
топливом и кислородом до начала реакции. Найдя количество
располагаемого тепла, мы можем непосредственно определить
температуру по соответствующей изобаре на рис. 3, 4 и 5.
Однако действительные температуры могут быть ниже вследствие
диссоциации двухатомных газов Н2, О2 и СО. Нужно также
принять во внимание потери от неполноты сгорания, излучения и т. п.
200 400 600 800 1000 1200 1400 1600 1800 2000 2200 2А00 2600 2800 .3000 h пал/кг^
Мы приближенно считаем, что общая величина этих потерь
составляет 10% от располагаемого тепла, но это допущение
произвольно. Рассчитанные значения располагаемого тепла на
1 кг смеси даны в табл. 15.
Задавшись каким-либо известным давлением в камере
сгорания, мы можем теперь найти соответствующую конечную
температуру газообразных продуктов реакции. Эти
температуры в зависимости от давления представлены на рис. 6
и даны в табл. 17. Кривые на рис. 6 дают возможность
определять температуру в камере сгорания при любом заданном
давлении.
Кривые эти ясно показывают, что возрастание давления
выше известного предела влечет за собой лишь незначительное
увеличение температуры. Чтобы получить более высокую
температуру, нужно применить и более высокое давление, но
давление выше р = 200 атм, повидимому, уже невыгодно. При повы-

Выделение энергии при реактивном движении 41
шении давления с 200 до 500 атм достигается увеличение
температуры лишь порядка 50—100° С.
Замечания, сделанные в 3-м разделе, подтверждаются
данными табл. 17. Так, например, теплотворные способности равны
для
С
СН5ОН
28900 кал кг,
7850
6400
Таблица IT
Температуры в камере
—-^^^ Давление, атм
Реакция ~^-^_
С + О;
2С + О^
2СО + О2
24, +О»
С2Н.,ОН + ЗО;
1
2980
2780
2350
3040
2720
10
3300
2780
2510
3320
2945
50
3515
2780
2625
3530
3100
сгорания, X
100
3605
2780
2680
3605
3180
200
3715
2780
2735
3685
3250
500
3840
2780
2785
3775
3340
Примечание

Располагаемое
тепло взято с
VUPTOM ПП-
J Ч С 1 KIWI IIKJ
тери в \0°»
2000
200 р атм
Хотя теплотворная способность Нг в четыре с половиной раза
больше, чем теплотворная способность этилового спирта, и
почти в четыре раза больше, чем теплотворная способность
углерода, температура отходящих газов в двух последних случаях
Находится приблизительно в тех же пределах, как и при
сгорании водорода (при сгорании углерода она даже выше).
Следовательно, для всех трех топлив содержание энергии в
входящих газах будет одного порядка, и преимущества водо-

42 Раздел I. Теория реактивного движения
рода как топлива весьма высокого качества при использовании
его в ракетном двигателе исчезают*.
Метод расчета температуры, изложенный в этой части,
требует довольно большой затраты труда. Для той же цели
предложено несколько графических методов; в Англии, например,
известны диаграммы Ундервуда. Эти диаграммы дают
возможность рассчитать температуру НгО и СОг, но они относятся
только к сгоранию при атмосферном давлении и, следовательно, для
наших целей неприменимы.
* С этим следует сопоставить обсуждение преимуществ использования
водорода в статье Перринга, где в основу положено сравнение
теоретической скорости истечения при одинаковы,* температурах продуктов сгорания.
{Прим. ред.)

ПРОЦЕСС ГОРЕНИЯ В РЕАКТИВНОМ ДВИГАТЕЛЕ
Ф. Мок
<Моск F. С. „Engineering Development of the Jet Engine and Gas Turbine Burner";
. Society Automotive Engineers Journal, 54, X° 5, 218—26, 1946)
Требования и задачи
Как двигательная установка самолета турбина внутреннего
сгорания должна удовлетворять ряду специальных требований.
1. Она должна запускаться легко, надежно, устойчиво, с
одинаковыми результатами каждый раз и без ущерба для срока
службы двигателя. Она должна снова запускаться в воздухе без
сложных и трудных манипуляций со стороны летчика.
2. Горение в двигателе должно происходить без срыва или
угасания пламени при всех скоростях, высотах и положениях
дросселя в полете.
Регулирование соотношения топлива к воздуху должно быть
автоматическим; летчик не должен возиться с дросселями или
проверять их положение.
3. Чтобы устранить опасность пожара, зажигание должно
происходить надежно при любом расходе топлива; конструкция
камеры сгорания должна быть такая, чтобы жидкое топливо не
накапливалось в ней и не просачивалось далее в двигатель.
4. Отложения нагара в камере должны быть минимальными,
в особенности на форсунках.
5. Так как во многих случаях приходится применять
относительно летучие топлива, то следует предусмотреть меры против
возможных случаев прекращения подачи вследствие паровых
пробок.
Конечно, кроме перечисленных требований, остаются в силе
общие требования к двигательной установке — высокий к. п. д.,
полнота сгорания, надлежащее распределение температур и
обычные для самолета требования минимальных габаритов и веса.
Имеется достаточно оснований считать, что все эти условия
достижимы.
Так как целесообразность применения газовой турбины
зависит от к. п. д. компрессорно-турбинной системы, то последней
уделяется больше всего внимания при проектировании и
исследовании. Влияние относительно реже рассматриваемых параметров,
связанных с процессом горения, показано на рис. 1. Хотя объем
потребляемого двигателем воздуха зависит от особенностей
характеристик компрессора и турбины, но в общем можно считать,
что он изменяется пропорционально числу оборотов двигателя,
как показано на диаграмме А. Повышение температуры при сго-
Ранич должно быть пропорционально соотношению -топлива к

44
Раздел I. Теория реактивного движения
воздуху, что, вероятно, и наблюдалось бы при измерении
температуры в достаточном числе точек. Если принять во внимание
температуру сжатия, то получаются нанесенные на диагоамме О
наклонные линии расхода топлива при постоянной температуре в
камере сгорания; за допустимый верхний предел принята
температура 815°С A500°F). На диаграмме С показан фактически
о
1
й
&
* Pacxoi
воздухц
Л
/
/
Об/мин
1 \
Топ
ч
пиво
Гфз
\
ч
дух
Г 1
P?wjpe5
V
—г
i
i
i
Повышение числа оборотов.
Ю92°С:
топливо/воздух. = 0.026
Номинальная мощность,
815 °С,
топливо Iвоздух -О.0П
Крейсерский режим,
593°С.
топливо/воздух = O.OUB
Об/мин.
Понижение числа оборотов.
343°С;
топливо/воздух = 0,0834
Рис. Ь Характерные зависимости, относящиеся к исследованию
камер сгорания реактивных двигателей.
потребный расход топлива для чисто реактивного двигателя при
различном числе оборотов двигателя для установившегося
режима. Этот расход, при малом числе оборотов, значительно выше
при неподвижном двигателе, чем при полете с высокой скоростью.
Расход топлива турбо-винтового двигателя должен
располагаться между линиями с надписями: «Реактивный двигатель» и
«815°С». Кратковременный расход топлива при повышении числа
оборотов может быть значительно выше, а при понижении числа
оборотов — значительно ниже показанных значений.
На диаграмме В те же соотношения представлены в виде
зависимости отношения количества топлива к количеству
воздуха от числа оборотов в минусу. Эта диаграмма будет приведена
дальше в большем масштабе и с числовыми данными.

Процесс горения в реактивном двигателе 4">
При построении этих диаграмм, возможно, недостаточно учтен
эффект скоростного воздушного напора. В действительности
имеется три эффекта:
а) Возрастание давления и температуры и в итоге повышение
плотности воздуха, поступающего в компрессор и камеру
сгорания. Этот эффект особенно сказывается при высоких числах
оборотов двигателя.
б) Увеличение перепада давления, заставляющего воздух
протекать через двигатель, вследствие чего увеличивается объем
поступающего воздуха. Этот эффект сказываегся сильнее всего
при низких числах оборотов.
в) Эффект вращения от набегающего потока вала турбины и
осевого компрессора или только вала компрессора, что
понижает минимальное число оборотов, при котором самостоятельно
поддерживается горение и повышается скорость вращения на
малых оборотах при данном расходе топлива.
Для камер сгорания, имеющих форму трубы с отверстиями
для воздуха вдоль образующей, характерно изменение длины
пламени с изменением отношения количества топлива к
количеству воздуха в значительной степени независимо от абсолютного
количества подводимого топлива. Иначе говоря, объем пламени
увеличивается, и распыленное топливо продолжает гореть до
тех пор, пока оно не встретит на своем пути достаточного
количества воздуха для полного сгорания. Так как камеры сгорания
конструируются с минимальным объемом для допустимой
максимальной длительной мощности при верхнем пределе
температуры порядка 815° С, то обогащение смеси вызывает не только
перегрев камеры, но и проникновение пламени за турбинный
диск. Наоборот, объем пламени уменьшается при понижении
нагрузки и отношения количества топлива к количеству воздуха:
Если принять в качестве лимитирующих факторов температуру
камеры сгорания и максимальное число оборотов, то двигатель
должен работать в области, лежащей между линией 815°С (яли
каким-либо другим допустимым пределом) и линией расхода
топлива, соответствующего режиму понижения скорости и малого
числа оборотов. В настоящее время это не всегда удается, и мы
испытываем трудности при запуске. Минимальный расход
топлива, требующийся для получения пламени, дает слишком высокую
температуру, когда сгорание уже началось, — запуск
представляет собой трудную и опасную операцию; в области нужных
рабочих ре)жимов двигателя имеются мертвые зоны; чтобы
избежать срыва пламени, приходится очень осторожно открывать
Дроссель; иногда пламя в двигателе может погаснуть, если
слишком быстро закрыть дроссель. Кроме всего этого,
образование нагара, удушливый запах и дым в отходящих газах
заставляют подозревать, что сгорание в двигателе протекает не до конца.

46
Раздел I. Теория реактивного движения
Многие из нас, неоднократно, на опыте, наблюдая процесс
горения — начиная от костров из листвы до бунзеновских
горелок и паяльных ламп, — считают себя на этом основании
специалистами в данном вопросе и склонны полагать, что камера
сгорания реактивного двигателя является несложным
устройством. Подобное представление ошибочно, что становится ясным,
если ознакомиться с рис. 2. На нем изображена хорошо распы-
Рис. 2. Хорошо распыленная струя керосина,
впрыскиваемая в воздух, движущийся со скоростью 13—16
км/час. Слева — пламя легко возникает при зажигании
против потока воздуха; справа—при зажигании со
стороны, обращенной по потоку воздуха, пламя не
распространяется обратно к форсунке.
ленная струя керосина, впрыскиваемая в поток воздуха,
движущегося со скоростью 13—16 км/час. Ее можно зажечь, как
показано справа, на конце струи, обращенном по потоку, но
пламя не сможет распространиться до форсунки; если же эту
струю зажечь со стороны, обращенной против потока, то она
загорится вся до сопла форсунки. Но в камерах сгорания
реактивного двигателя требуется поддерживать устойчивое горение
при скорости воздуха в камере свыше 130 км/час, т. е. 36 л*/сек-
Интересно отметить, что топливо выходит из сопла форсунки
со скоростью порядка 30 ле/сек., хотя на расстоянии в 0,3 — 0,6 м
скорость струи падает до скорости окружающего воздуха; и все
же пламя распространяется вверх по струе, навстречу частицам
топлива, движущимся с этой скоростью. Вероятно, это
объясняется тем, что от конуса распыла, по всей его длине,
последовательно отделяются в сторону капельки», движение которых,
замедляется до полной остановки на протяжении очень
небольшого пути. При применении бензина пламя распространяется
вверх по сплошной струе топлива, но в случае керосина этого не
происходит. '
В начальной стадии изучения вопроса экспериментатор,
вероятно, сможет установить следующее:

Процесс горения в реактивном двигателе
1. При повышенных скоростях воздуха поддерживать пламя
труднее; подвод большого количества холодного воздуха к
пламени часто не улучшает положения.
2. При данной скорости воздуха, если пламя образовалось,,
его легче поддерживать при большом расходе юплива и
больших размерах пламени.
Рис. 3. Характерный вид пламени в усеченной камере
сгорания. Вверху: подача топлива 108 кг/час при
нормальном расходе воздуха—широкий конус распыла,
ударяющий в стенки камеры у краев, устойчивое
пламя; внизу слева: раздробление пламени с образованием
языков перед моментом полного угасания—148,5 л:г/час
топлива, нормальный для запуска расход воздуха —угол
конуса распыла около 80°; внизу справа: образование
языков перед полным угасанием—9—10,8 кг/час
топлива, нормальный для запуска расход
воздуха—двойная форсунка с широким конусом распыла, ударяющим
в камеру у краев.
3. В камерах сгорания простого типа желтое жирное пламя,,
повидимому, устойчивее, чем белое или синее.
4. В тех же простого типа камерах сгорания попытки
получить более полное сгорание, применяя бедные смеси, дающие
белое или синее пламя, часто приводят либо к срыву пламени,,
либо к частичному разрыву факела с образованием языков
синего пламени, которое погасает раньше, чем полностью закончится,
сгорание; при этом выделяются едкие, раздражающие глаза
альдегиды. В нижней части рис. 3 показаны на двух снимках,

48 Раздел I. Теория реактивного движения
такие языки, а в верхней части—более устойчивое горение при
большем расходе воздуха и топлива.
5. Хотя имеется большой опыт по горелкам для котлов на
нефти, устройств домового отопления и т. п., но он, повидимому,
мало применим к реактивным двигателям. Причина этого состоит,
возможно, в том, что один из основных факторов,
определяющих эффективность таких котлов и отопительных устройств,
заключается в количестве излучаемой энергии, падающей на
стенку теплообменного устройства. Это излучение настолько
высоко в красном плямени, что компенсирует относительно худшую
полноту сгорания. Наоборот, в реактивном двигателе мы
стремимся сохранить возможно больше тепла б самом факеле камеры
сгорания.
Распространение пламени
Многие из описанных явлений можно охарактеризовать
«нормальной скоростью распространения пламени», которую длл
данного случая можно определить как максимальную скорость
четурбулентного, т. е. ламинарного, потока смеси в прямой трубе,
при которой фронт пламени будет оставаться на постоянном
расстоянии от неподвижной точки поступления топлива*. По
возможности не учитывая термохимических вопросов, мы
изобразили главные факторы, влияющие на распространение пламени
на схеме рис. 4. Примем, что изображенные здесь
последовательные слои смеси воздуха и распыленного топлива имеют
одинаковый вес и относятся — слои Л, В, С и. D к сгоревшей, а слои
Е, F и G — к несгоревшей смеси. Очевидно, при воспламенении
слоя Е от слоя D тепло, выделившееся при нагреве слоя D от
температуры воспламенения до температуры сгорания, т. е. на
Тс —Th может итти на нагревание невоспламенившегося еще
слоя Е\ количество тепла, необходимое для воспламенения
какого-либо слоя, равно теплу, которое нужно затратить, чтобы
подогреть воздух и распыленное топливо от их начальных
температур, ГсаиТ01, соответственно, до температуры
воспламенения Т( плюс скрытая теплота парообразования жидкого
топлива. "'' i *-'i*
На основании ?того можно притти к следующим выводам:
Скорость распространения пламени будет возрастать:
* Под «нормальным распространением пламени» следует понимать
скорость распространения зонц горения по отношению к горючей смеси,
направленную по нормали к поверхности фронта пламени. Эта скорость
непосредственно зависит от физико-химических свойств смеси и имеет
определенный смысл только для Гомогенной газовой смеси, а не смеси
распыленного топлива и воздуха неопределенного состава, как это
рассматривает автор. (Прим. ред.)

Процесс горения в реактивном двигателе
49
1) с увеличением теплоты сгорания на 1 кг (т. е. с
увеличением Тс —Г,);
2) с уменьшением Т~Т0 (т. е. с повышением Т( );
3) с уменьшением
теплоемкости смеси.
Скорость
распространения пламени будет
уменьшаться:
4) с увеличением веса
инертных разбавителей
(разбавителем может
быть избыточный воздух
или топливо);
5) с увеличением
теплоемкости инертных
разбавителей;
6) с увеличением
теплоты парообразования
жидкого топлива.
Изложенные здесь
условия представляют
собой результат
рассмотрения теплового баланса,
обусловливающего
распространение пламени, но
Тс-температура
сгорания
•крытая теплота а
преобразования у\
топлива —
Скрытая теплота
пар*
топлива
7о*- температура —
поступающего топлива
7/- температура
воспламенения
q- температура
входящего воздуха
Рис. 4. Скорость распространения
пламени увеличивается с увеличением
количества тепла, выделяемого при сгорании \кг
топлива, т. е. с \величением Tc—Tfc
уменьшением Тс—Т0, т. е. с повышеним
То\ с уменьшением теплоемкости смеси.
Скорость распространения пламени
уменьшается с увеличением геса инертных
разбавителей (разбавителями могут служить
избыточное топлиео или воздух); с
увеличением теплоемкости инертных
разбавителей; с увеличением теплоты
парообразования жидкого топлива.
они редко реализуются в
действительности.
Фактически всегда наблюдается
некоторый масштабный
эффект, состоящий в том,
что большое пламя
распространяется быстрее,
чем малое. Мы знаем, что
этому способствует
увеличенное излучение
большого пламени *. Кроме
того, в действительности
распространение происходит впереди расширяющегося
сгоревшего газа, и на скорость распространения может накладываться
локальная турбулизация газа—крупно- или маломасштабная
(в добавление к этому, в случае возникновения цепной реакции
* Наоборот, можно считать установленным, что роль излучения в
процессе распространения пламени ничтожна (если она вообще существует),
поскольку ничтожно поглощение радиации свежей горючей смесью. Это
означает, что для рассматриваемого автором масштабного эффекта следует
искать другое объяснение. (Прим. ред.)
181-4

Т;0 Раздел I. Теория реактивного движения
она может обусловить распространение горения со скоростью
звука; это явление выдвигалось как объяснение детонационного
срыва пламени) *.
Во всяком случае, одна из важных целей, к которым должен
стремиться инженер для улучшения работы камеры сгорания,
заключается в увеличении действительной скорости
распространения пламени при малых расходах топлива. Известно, что
нормальная скорость распространения пламени, от D к 2ь, слишком
низка. В обычных поршневых двигателях с высоким сжатием и
горячими камерами сгорания не удается даже вызвать воспламе^
нение бедных смесей, в которых отношение количества воздуха
к количеству топлива превышает 20: 1, но скорость
распространения пламени в двигателях гораздо выше, чем во многих
реактивных камерах сгорания.
По существу многие из средств, применяемых для улучшения
сгорания, сводятся к использованию тепла слоев
воспламенившегося газа А — В — С для пополнения тепла, отдаваемого слоем D
на подогрев непосредственно примыкающего к нему слоя Е до
температуры воспламенения:
а) Мы применяем этот метод, когда раскаленное пламя
больших размеров пополняет излучением из средней части излучение
наружной оболочки.
б) То же происходит, квгда топливо вводится сперва в
область низких скоростей воздуха, частично сгорает там, а
затем приводится в соприкосновение с добавочным количеством
воздуха.
в) То же явление отмечается, когда вследствие турбулиза-
ции пламя попадает обратно в область распыла. Прбтивопо
ложное действие оказывает избыток воздуха, проникающий в
горящее пламя; если этот воздух достаточно холодный и его
объем достаточно велик, то он прекратит горение и погасит пламя.
г) Наконец, такой добавочный подогрев составляет сущность
того положительного эффекта, который получается, когда распыл
направляется на горячую стенку, как будет показано ниже.
д) Эквивалентный эффект достигается в каме!ре Юмо,
показанной на рис. 5. В этом устройстве небольшая часть воздуха
поступает спереди с завихрением по спирали, что заставляет
воздух направляться к стенкам. Этого воздуха достаточно для
сгорания части вводимого топлива; остальное топливо при этом
испаряется и подогревается до высокой температуры. Смесь
паров топлива и продуктов сгорания проходит через каналы в
задней части камеры в ^лавный воздушный поток, где заканчи-
* Здесь автор, повидимому, ссылается на объяснение механизма
распространения детонационной волны, предложенное Льюисом. Эта схема
лишена всякого научного основания (см. А. Соколик, Горение и детонация
в газах, 1934, стр. 56).

Процесс горения в реактивном двигателе
51
вается горение и происходит основное Повышение
температуры.
Интересно отметить, что при сгорании весового количества
топлива, равного весу воздуха, получается достаточно тепла,
чтобы поднять температуру такого же количества воздуха и
остального топлива до температуры воспламенения.
Регулируемый подвод тепла
Температура сжатия. Как показано на рис. 4, одним и&
наиболее действенных факторов, определяющих скорость
распространения пламени, является начальная температура воздуха,
которая в свою очередь зависит от увеличения сжатия и,
следовательно, от числа оборотов двигателя. Можно полагать, что одна
Рис. 5. Камера сгорания Юмо-004.
из причин возникновения критических условий горения в неко*-
торых камерах сгорания в области умеренных, а не высоких
оборотов заключается в этой разности температур сжатия.
На температуре сжатия и скорости распространения пламени
отражаются также колебания температуры наружного воздуха.
Предварительный подогрев топлива. Он представляет наибо-.
лее очевидное средство повысить температуру заряда и в
значительной мере устранить задержку воспламенения, главным
образом связанную с испарением капелек топлива за счет тепла
окружающих газов. Но при подсчете фактического количества тепла,
которое можно таким образом сообщить топливу, если даже
подойти к пределу, влекущему за собой опасность коксования,
обнаруживается, что метод этот мало эффективен. При
существующей системе регулирования форсунок, при низком
давлении в топливной системе и малых оборотах двигателя,
применению этого метода препятствует опасность кипения топлива.
Предварительный подогрев от самого пламени. Такой
подогрев можно осуществить различными способами: впрыскивая
распыленное топливо в относительно спокойную область пламени
(вследствие ограниченного притока воздуха в эту часть объема
камеры) или направляя обратно пламя или сгоревшие газы

52 Раздел f. Теория реактивного движения
в область распыла вместе со свежим воздухом. Эти методы
эффективны и до некоторой степени осуществлены в наиболее
удачных из применяемых сейчас камер«сгорания. Мржно
надеяться, что с улучшением использования этого метода будут
достигнуты новые успехи в конструировании камер сгорания.
Подогрев распыла направлением струи на горячий экран.
Как известно, такой способ применяется во всех всасывающих
коллекторах автомобильных двигателей; но независимо от сотого
он был использован случайно во время опытов с камерами
сгорания. В этом способе был обнаружен ряд любопытных преиму*
ществ, и конструкция с экраном в описанном ниже варианте
очень благоприятствует запуску. Камера сгорания быстро
разогревается, и ее можно сконструировать так, чтобы значительна
уменьшилось количество жидкого топлива, накапливающегося
во время разогрева. Повидимому, этой конструкции свойственно
образование синего или яркобелого устойчивого пламени, с
минимальной склонностью к разрыву факела и выделению
альдегидов. Тонкий распыл топлива, повидимому, не нужен;.сгорание
остается очень хорошим даже при выпадении капель из струи.
Однако должны быть приняты определенные меры для
обеспечения диффузии, так как само по себе воздействие на испарение
топлива не заключает в себе ничего, что способствовало бы
диффузии топливного тумана в воздушном заряде.
Против ожидания, трудность заключается не в охлаждении
поверхности нагревателя, а в том, чтобы поддержать ее в
достаточно горячем состоянии, потому что теплопередача от
смоченной стенки к жидкости значительно выше, чем от газа к стенке.
На рис. 6 показана общая картина распределения температур в
изображенной рядом конструкции. В общем температура
стакана, повидимому, понижалась с увеличением расхода топлива.
Хорошо известно, что при температуре стенки выше точки
кипения топлива часть струи будет отражаться от стенки в виде
крохотных горячих капелек (а не испаряться и вновь
конденсироваться); тем не менее эти условия благоприятны для
распространения пламени. При температуре стенки ниже точки кипения
топлива количество топливного тумана уменьшается, и с краев
стакана начинают скатываться жидкие капли. Однако весьма
любопытно наблюдать, как хорошо горит керосин, когда струя
распыла ударяется о стенки относительно холодного стакана.
Одна из камер сгорания на рис. 3 работает в этих условиях.
До некоторой степени такое испарение жидкого топлива на
горячей стенке фактически имеется во всех типах камер
сгорания, которые мы исследсгёали. В задней части существующих
камер сгорания жидкое топливо сохраняется еще очень долгое
время. Иногда один из этих покрытых жидкой пленкой участков
оказывается по соседству с горячим участком стенки; тогда

Процесс горения в реактивном двигателе
можно видеть, как по мере расползания жидкой пленки
образуются пары топлива. Есть тенденция связывать это наличие
паров топлива с устойчивым синим пламенем.
Диффузия и турбулентность
Чтобы достигнуть возможно большего выделения энергии в
малом объеме камеры сгорания, необходимо применить высоко
развитую технику смешения воздуха с топливом или то, что
О 20 40 60 80 100
Расход топлива в •/• и максимальному
Рис. 6, Пределы изменения температуры, когда
распыленное топливо попадает на стенки горячего стакана —
расход воздуха постоянный, расход топлива переменный.
можно несколько неточно обозначить словом «турбулизация».
Здесь можно наметить три последовательные стадии:
а) Довольно медленное введение в начальное ядро пламени
воздуха в достаточном количестве, чтобы получить большое
повышение температуры вначале, но при сгорании лишь части
топлива. В этой стадии особенно желательно избежать большой
турбулентности.
б) Введение добавочного воздуха, необходимого для
достижения полного сгорания остальной части заряда топлива. Этот
воздух должен вводиться постепенно, чтобы не вызвать
местного охлаждения и не остановить распространения пламени в
какой-либо точке.
в) Введение добавочного воздуха для снижения температуры
пламени до допустимого предела, например приблизительно до
<Н5°С. Очевидно, что эта стадия должна следовать
непосредственно за стадией б), так как мы не можем допустить, чтобы

54 Раздел I. Теория реактивного движения
сколько-нибудь значительный участок стенки камеры
подвергался действию высокой температуры, развивающейся при
сгорании смеси, соответствующей отношению количества воздуха к
количеству топлива 15:1 (смесь приблизительно теоретического
состава. — Ред.). В этой стадии нужно также раздробить
концентрированные языки пламени, так как они не только создают
местные участки с высокой температурой, но могут также нести
в себе несгоревшие капли топлива и частицы углерода. В этой
третьей стадии можно применять высокую степень
турбулентности, поскольку уже установилась необходимая для
воспламенения температура.
Таким образом ясно, что регулирование турбулентности
воздуха составляет одну из важнейших и трудных проблем в
развитии камер сгорания. Рассмотрим сначала несколько
элементарных случаев.
Воздушные течения, вызванные струей распыла. Эти течения
имеют значительную силу, как можно заключить из того, что
топливе*, выходящее из сопла, теряет скорость вследствие
сопротивления воздуха, снижая ее с 30 м/сек. до нуля на длине пути
менее 60 см (как видно из рис. 2). Эти воздушные течения, как
показано- на рие. 7, А, выражены отчетливо и представляют
собой одну из главных трудностей в поддержании устойчивости
пламени лри малых расходах топлива. Всякий с пособ защиты
конуса распыла от этих воздушных течений, вроде показанного
на рис. 7% С, помогает получить устойчивую работу на малых
оборотах и в заметной степени улучшает воспламенение при
запуске. Например, в полномасштабной камере сгорания такого
типа, как на рис. 7, Л, удавалось поддерживать пламя без
угасания при снижении расхода топлива до 3,38 кг/час, при
расходе воздуха в 803 /сг/час; но когда расход воздуха увеличили
на 12%, пришлось удвоить расход топлива, чтобы горение
продолжалось; при расходе воздуха в 2700 кг/час, минимальная
подача топлива для получения устойчивого пламени составляла
11,3 кг/час. В той же камере сгорания больших размеров,
имевшей конструкцию рис. 7, С, удавалось поддерживать горение во
всем указанном диапазоне расходов воздуха при расходе
топлива в 3,38 кг/час. Расход топлива, вероятно, можно было бы
снизить еще более, если бы указанная цифра не представляла
собой низшего предела распыла форсунки.
Может показаться, что такие малые величины расхода
топлива не имеют значения, но они важны для надежного
возобновления работы двигателя^" полете, как будет пояснено в
дальнейшем.
Воздушные течения, образующиеся при проходе воздуха че*
рез отверстия. Эти течения имеют тенденцию сохраняться на
значительном расстоянии рт отверстий и при холодном воздухе

Процесс горения в реактивной двигателе
оо
могут прекращать горение, по крайней мере, на своем пути (см.
рис. 7, В). Иногда можно видеть сквозь пламя очертание пути
этих течений — фиолетовое или темное. Однако, когда уже
установилась высокая скорость горения, устройство со многими
отверстиями дает вполне удовлетворительный подвод
разбавляющего воздуха и местную турбулентность.
Расстояние, на которое проникает воздух, будет, конечно,
меньше, если отверстия имеют такую форму и размер, что дают
Рис. 7. Различные элементы камер сгорания.
большую охватывающую поток поверхность, усиливая этим
вязкостное сопротивление.
Спиральные вихри. Если эти вихри располагаются вокруг
оси цилиндрической камеры сгорания, они имеют тенденцию
локализовать пламя в центральной части, с образованием вокруг
нее более плотной оболочки холодного воздуха. Повидимому,
перемешивающее действие не всегда достигается, и по какой-то
причине капли распыла, вероятно, всегда имеют тенденцию
распределяться неравномерно по наружной стенке, и топливо
собирается в струю в какой-либо случайно расположенной точке.
Завихрения около перегородок. Эта конструкция особенно
интересна потому, что она служит элементарным примером
постепенного создания турбулентности. Как показано на рис. 7, D,

56
Раздел /. Теория реактивного движения
область против центра перегородки находится в относительном
покое, особенно при низких скоростях воздуха; в то же время у
краев, со стороны,
защищенной от воздушного потока,
наблюдается сильное местное
течение. Если струя распыла и
область воспламенения
находятся в центре, то получается
несколько лучшая стабильность
пламени, | чем в* конструкции
7, Л, если горение идет в
цилиндрической камере. При
больших расходах топлива поток
газа, наружу от центра, имеет
тенденцию уравновесить
направленные внутрь или обратно
осевые воздушные течения, что
уменьшает тенденцию к
задуванию пламени; но эти
благоприятные условия отсутствуют
при запуске или работе на
малых оборотах при высокой
скорости воздуха.
Обратные воздушные вихри
позади перегородки не очень
устойчивы и могут
беспорядочно изменяться. На рис. 7, Е
показано, как обеспечивается
вращение в одном направлении, а
на рис. 7, F — как достигается
более устойчивое движение с
двумя вихрями. Эти способы
заимствованы из
карбюраторных конструкций.
Разделение скорости
воздуха по ступеням. Более полное
регулирование скорости
воздуха вокруг струи показано в
двух типах конструкции на
рис. 8.
Эти две конструкции очень
близки по своему действию. В
обоих применяется центрально
расположенный стакан, дающий
центральное устойчивое ядро пламени, питаемое относительно
спокойными осевыми обратными течениями. Вокруг этого ядра
Р и с. 8 Типы камер сгорания со
ступенчатым изменением скоро^ей
воздуха.

Процесс горения в реактивном двигателе 57
располагается несколько кольцеобразных слоев воздуха с
постепенно возрастающими скоростями. Внутренний слой воздуха
может подаваться при перепаде давлений в 3,2 мм вод. ст. (что
соотеетствует 4,5 ле/сек.) в то время, как для всей трубы камеры
сгорания перепад давления будет равен 31,7 мм рт. ст,.
F4,5 м/сек.). Следующее кольцо отверстий может подводить воз
дух при перепаде давлений в 25,4 мм вод. ст., что дает 12 и*/сек;
по желанию можно добавлять дальнейшие ступени подачи
воздуха с возрастающими скоростями.
В конструкции А изменение скорости по ступеням получается
с помощью расширяющихся конических каналов (следует
обратить внимание на то, что увеличение отверстия у входа в канал
превратит его в трубу Вентури и тем самым уничтожит смысл
конструкции).
В конструкции В ступенчатое изменение скорости получается
с помощью небольших суживающих сечение выступов на
наружной стенке каждой из кольцевых камер; эти сужения
уменьшают расход и перепад давления у внутренних выходных
отверстий. В обеих конструкциях далее по потоку должны быть
устроены добавочные отверстия в стенках камеры, чтобы подвести
добавочный воздух и раздробить осевой язык пламени.
Несомненно, существуют и другие способы получения
ступенчатого распределения скоростей вокруг оси. Наш опыт
показывает, что этот метод является очень эффективным: 1) для
получения стабильного пламени при изменении скорости воздуха и
расхода топлива в широких пределах, 2) для обеспечения более
благоприятных условий сгорания, в частности для получения
полного сгорания в камере меньшего объема, и, наконец, 3) для
получения более чистого пламени, гарантированного от срыва.
По нашему мнению, к конструкциям рис. 8 должны быть
предъявлены следующие добавочные требования: во-первых,
подогрев стакана, с направлением струи распыла на его стенки, и,
во-вторых, создание достаточного турбулентного перемешивания
за пределами показанной на фигуре зоны и добавочный подвод
охлаждающего воздуха. Очевидно, если полное сгорание
получается в области, где отношение количества воздуха к
количеству топлива составляет только 15 : 1, то местная температура
будет там очень высока и нельзя будет допустить, чтобы такой
коэфициент избытка воздуха сохранялся на значительной длине
камеры. В действительности, конструкция рис. 8 работает лучше
всего, когда через изображенные на рисунке кольцевые камеры
подводится воздух в количестве меньше 15-кратного веса
топлива, так что для полного сгорания требуется поступление
воздуха через боковые отверстия в цилиндрической камере.
Нужно заметить, что данное здесь описание конструкции
далеко не полно; цель настоящей статьи—дать анализ и обзор

58 Раздел I. Теория реактивного движения
отдельных эдементов, не объединяя их в рекомендуемую готовую
конструкцию. Последнее составляет задачу инженера опытного
производства, который работает, исходя из данной ему
конструкции двигателя (например, двигатель со многими цилиндриче^
скимй камерами сгорания, двигатель с кольцевой камерой или
двигатель с комбинацией этих двух типов — как в BMW-003).
«Детонация» и срыв пламени
Это явление обычно наблюдается при высоких скоростях
воздуха и богатых смесях. Характер явления различен: от перебоев
в шуме выхлопа (сопровождаемых колебаниями в длине пламени
и маслянистым запахом) до полного срыва пламени в одной или
в нескольких секциях систем сгорания.
Вряд ли кто-нибудь вполне понимает природу этого явления.
Известно, что пламя, питаемое светильным газом, поступающим
по трубке, может «петь» и отзываться на музыкальный тон.
Фактически все большие газовые горелки производят шум, который
обычно имеет характер беспорядочных импульсов, наложенных
на одну довольно устойчивую основную частоту. Насколько
известно, можно получить вполне устойчивое пламя, смешав
основательно горючий газ и воздух в надлежащей пропорции и
давая смеси выходить через регулирующие пламя отверстия со
скоростями в пределах скорости распространения пламени; пламя
при этом оказывается за этими отверстиями.
В реактивном двигателе ряд особых условий может
способствовать возникновению детонации со срывом пламени.
1. Колебания (помпаж) в системе компрессора.
2. Колебания потока в заборных каналах самолета или срыв
вихрей у входа в них могут вызвать периодические колебания
давления в газовых каналах камер сгорания.
3. Если нормальная установившаяся скорость в системе
камеры сгорания очень близка к пределу скорости
распространения пламени, то колебания, возникшие, как указано в пунктах
! и 2, могут в средней точке периода на мгновение создать
скорости, превышающие скорость пламени и срыв его.
4. В процессе горения может возникнуть цепная реакция.
Вообще этот вопрос должен быть предметом научного и
технического исследования. Однако подобно тому, как врачи
открывают методы лечения болезней задолго до того, как природа
последних бывает полностью выяснена, мы, возможно, также
сумеем найти методы успешного подхода к этой проблеме.
1. Известно, что тенденция к срыву пламени сказывается
сильнее при приближении отношения количества воздуха к
количеству топлива к тому значению, которое соответствует
максимальной мощности, т. е. 15 : 1; известно также, что на реактивном

Процесс горения в реактивном двигателе 59
• самолете срыв пламени происходит чаще всего при быстром
открытии дросселя на высоте и что при существующей системе
регулирования двигателя при увеличении числа оборотов на высоте
получаются богатые смеси, как показано на рис. 9. Эти кривые
дают, в зависимости от числа оборотов: а) нормальный расход
топлива при установившейся работе, б) расход топлива,
соответствующий температурам в камере сгорания в 815, 1092 л
1370°С, в) производительность топливного насоса,
ограничивающую в некоторых системах регулирования подачу топлива при
повышении числа оборотов двигателя, г) предельную подачу
топлива при повышении числа оборотов двигателя с обычной
высотной коррекцией, установленной на наивыгоднейшее значение, и
подачу топлива без ограничения, как бывает при регулировании
всережимным регулятором без коррекции. Необходимость
установления предельных значений для отношения топлива к
воздуху и температуры при увеличении подачи топлива очевидна
не только по соображениям возможности срыва пламени, но
также й ввиду возможности возникновения опасных высоких
температур, от которых сейчас нас спасает только срыв пламени.
Выход из этого положения должен заключаться в изменении
системы регулирования.
2. В наших опытах срывы пламени случались, повидимому,
чаще, когда в задней части камеры сгорания находилось больше
жидкого топлива; представляется маловероятным, что во время
работы на высокой мощности на стенках камеры сгорания
вообще возможно отложение жидкого топлива, но в
действительности это случается довольно часто. Мы заметили, что при
освещении не очень жирного пламени отраженным пучком
солнечного света во внутренней части пламени можно было
наблюдать присутствие и жидкого топлива и несгоревшего топливного
тумана. В условиях постоянного давления это топливо
нагревается, но не испаряется; но можно представить себе, что это
топливо испарится в течение той части периода колебаний
давления, когда оно низко, что привело бы к мгновенному
обогащению смеси; или это топливо могло бы быть засосано внутрь
пламени, также вызвав мгновенное обогащение. Во всяком
случае в этом вопросе следует разобраться подробнее.
3. Так как срыв пламени в трубе — явление инерционного
порядка, то оно должно иметь определенный период колебания
и, следовательно, может быть демпфировано с помощью
настроенной в резонанс камеры. Мыслимо, например,
присоединение ее у входа в камеру сгорания; техническое выполнение
может быть аналогично установке глушителей на воздушных
фильтрах автомобильных двигателей.
4. Другим возможным способом устранения срыва пламени
г бы служить «запальный факел» (этот термин предложил

at
3
?2
>OOOQ<
ЮООО(
--^
?роо<
юооос
soopg<
юооо?
i
В
en
О
С
5
О
О
1
So
С О
2 s
^^
CS
i
2
о
о
о.
о
о
з
s
dDh/гу *

Процесс горения в реактивном двигателе 61
Нерад из «Дженерал Электрик К°»). Мы неоднократно
наблюдали, как такой факел, обычно в зоне с низкой скоростью воздуха*
вновь воспламенял топливный туман после срыва пламени.
Собственно, так, должно быть, и происходит при перебоях в
сгорании, о которых упоминалось несколько выше. Но это только
намечает путь, а не является средством для устранения срыва
пламени. Однако если бы удалось регулировать «запальный факел»,
то его, возможно, стоило бы устроить.
Запуск и работа на малых оборотах
Основные требования для начального воспламенения не очень
СЛОЖНЫ:
1. Капельки топлива должны быть мелко раздроблены.
Трудно воспламенить жидкую струю или пленку керосина.
2. Если топливо характеризуется относительно низкой
летучестью, как, например, керосин, то искра должна соприкоснуться
с капельками; желательно, чтобы искра была сильной, с
большим искровым промежутком.
3. Скорости топлива и воздуха не должны быть слишком
высокими, чггобы не задуть начальное пламя.
Однако при запуске турбо-реактивного двигателя существуют
и другие особенности.
а) Особое требование, относящееся к конструкции камеры
сгорания и связанное с предыдущими пунктами, а именно —
необходимость получения постоянного устойчивого пламени, без
накапливания значительного количества жидкого топлива в
двигателе, при включении подачи топлива и его воспламенении.
б) Особенности работы, связанные с к. п. д. турбины и
компрессора при минимальных оборотах. При каком минимальном
числе оборотов двигатель может развить достаточную мощность
для дальнейшего повышения числа оборотов, если подача
топлива ограничена так, чтобы не превысить допустимой
температуры пламени в камере сгорания?
Наши последние опыты, проводившиеся поочередно то на
полномасштабных двигателях, то в лаборатории с отдельной
камерой сгорания, показывают, что заслуживающих внимания
успехов в области «горячего запуска» можно добиться, улучшая
способность камеры сгорания давать начальное воспламенение.
На рис. 10 показаны результаты опыта на установке с
отдельной камерой сгорания, представленные в виде зависимости
времени до воспламенения (для керосина) от давления топлива в.
форсунке для различных расходов воздуха, отнесенных к
полномасштабному двигателю. На рисунке показано также расположен
ние конуса распыла относительно искрового промежутка. Лога*
рифмический масштаб ординат применен только для удобсгва

f>2
Раздел I. Теория реактивного движения
изображения; из графика видно, что до тех пор, пока конус
распыла оказывается несколько вне искрового промежутка,
условия благоприятны для воспламенения. Когда конус распыла
попадает прямо на концы электродов, запаздывание
воспламенения увеличивается, а когда он попадает между электродами,
5.6 4,9
Давление топлива в форсунке, кг/см2
3.5
Рис. 10. Влияние относительного положения
конуса распыла и искрового промежутка на
продолжительность времени до воспламенения.
воспламенения вообще не происходит; конечно, временами
наблюдается некоторое колебание струи, особенно при низких
давлениях форсунки и высоки^ расходах воздуха, что делает
результаты опыта не вполне устойчивыми. Воздушный поток
также несколько изменяет положение конуса, что видно из
сравнения точек при давлении в форсунке около 4,5 кг/см2, но
все же главным фактором, влияющим на воспламенение,
является, повидимому, самый угол конуса распыла. Результаты
этих опытов в общем сходятся с наблюдениями на
полномасштабных двигателях.

Процесс горения в реактивном двигателе
63
Следует отметить, что одинаково важно обеспечение
надежной искры и защита против быстрого накопления нагара и
заливания топливом свечи в месте вывода электродов из
изолятора.
Повторный запуск в полете — крайне сложный вопрос. Как
указано на рис. 11> это связано со следующими факторами:
906 I
724.8 g
543.6 |
к
ЗБ2.4 j>
1812
800
400
0
Л
Максимум
минимум
Пределы работы форсу нки\
(исходя из максимального S
расхода в 1900 кг, час) уг^
II
i
1
( j
1
"
52
^*
— —
р
SB
У
м
/
_
1000 2000 3000 4000 5000 6000
06/MUH
7000 8000 3000
Рис. 11. Вероятные минимальные расходы топлива для
получения воспламенения на различных высотах в зависимости от
об/мин. и характеристик форсунки.
Факторы, ограничивающие возможность запуска на высоте:
1. Минимальный расход топлива, при котором топливо еще
попадает в искровой промежуток; при меньшем расходе
топливо накапливается на стенке камеры, не воспламеняясь.
2. Минимальный расход топлива, при котором пламя будет
поддерживаться, зависит частично от характеристики
форсунки, частично от камеры сгорания.
3. Минимальные обороты двигателя, обеспечиваемые работой
самой турбины, например 3500 otf/мин.; остановка, например при
2500 об/мин, при планировании со скоростью 320 кл#, час.
4. Максимальная скорость вращения от набегающего потока
без подачи топлива.
а) с расходом воздуха при различных скоростях полета
в условиях планирования, когда двигатель вращается набегающим
потоком. Этот расход определяет количество топлива, которое
можно подать, не выходя за допустимый верхний предел
температуры в камере сгорания;
б) с минимальным числом оборотов, поддерживаемым самой
турбиной при этой предельной температуре в условиях
планирования;

64 Раздел I. Теория реактивного движения
в) со способностью камеры сгорания обеспечить стабильность
пламени, если число оборотов, обеспечиваемое самой турбиной,
и расход воздуха через камеру сгорания высоки;
г) с нижним пределом подачи топлива форсункой, при
котором еще обеспечивается распыл, достаточный для получения
устойчивого пламени; распыливающие качества форсунки
зависят только от расхода топлива через нее и не связаны с высотой
полета;
д) с регулированием подачи форсунки в отношении
попадания топлива на искровой промежуток свечи, как указывалось
выше.
Невозможно установить, какие именно расходы топлива
нужны для сгорания при различных скоростях планирования на
высоте; вероятно, эти расходы весьма различны. Тем не менее
соотношение между ними, вероятно, похоже на
предположительную картину, показанную на рис. 11. Равным образом
неизвестны минимальные числа оборотов, обеспечиваемых самой
турбиной при всех этих разнообразных условиях, и скорости
вращения от набегающего патока, которые могут быть получены. Все
же ясно, что с форсункой, имеющей узкий диапазон расходов,
или с камерой сгорания, имеющей узкий диапазон
воспламенения, вторичный запуск на высоте может оказаться очень
трудным.
а) Если для получения достаточного распыла в. зоне
искрового промежутка давать большие расходы топлива, чем
требуется по кривым диаграммы, то, повидимому, неизбежно будет
получаться очень горячий запуск.
б) Если подача топлива соответствует расходам, требуемым
этими кривыми, но топливо просто капает из форсунки, то в
двигателе может накапливаться топливо без воспламенения.
в) Если летчик заставляет двигатель вращаться от
набегающего потока при высокой скорости полета, чтобы избежать
перегрева вследствие большой подачи форсунки, то для
некоторых типов камер сгорания возникает опасность того, что сильная
турбулентность воздуха помешает начальному воспламенению.
Поэтому целью конструктора должно быть создание такой
камеры сгорания и форсунки и выбор такого расположения
свечи, которое обеспечивало^бй воспламенение и сгорание при
очень низких расходах топлива и больших избытках воздуха.
Благодаря этому летчик был бы избавлен от опасности скопления
в двигателе несгоревшего топлива и у него была бы возможность
переводить самолет в пике, чтобы раскрутить остановившийся
двигатель до оборотов, обеспечивающих самостоятельную
работу. Все это, конечно, предполагает такую систему дозировки
подачи топлива, которая обеспечивала бы сохранение
допустимого предела температуры в камере сгорания.

Процесс горения в реактивном /двигателе
63
0.050
0.0*0
\ Повышение оборотов \
\ / при полном >, \
Y открытии ххд
\ Со всережимным \
\ регулятором ^^^ \
' наилучшей I
Оценка различных камер сгорания
В современной стадии развития камер сгорания реактивных
двигателей, когда широкая разработка их идет в условиях
частичной засекреченности, не способствующих проверке на
основе общей конкуренции, ощущается особенная нужда в
каком-то методе детальной сравнительной оценки.
Нужен какой-либо способ, применяя который данная группа
работников могла бы сопоставить свои экспериментальные
конструкции с англий- oofiOr
скими, немецкими и
уже применяемыми
американскими типами
и соответствующим
образом оценить
достигнутые успехи.
В качестве основы
для обсуждения этого
вопроса можно
предложить следующие
критерии оценки, не вдаваясь
в подробные пояснения
для их обоснования:
1. Пределы
устойчивого сгорания, которые
могут быть изображены
в виде кривых типа
рис. 12. Следует
обратить внимание на
область установившегося
режима и на области,
включающие ха ракте-
ристики применяемых методов регулирования расхода при
повышении или понижении числа оборотов.
2. Эффективность (полнота) сгорания при крейсерском и
номинальном режиме.
3. Оценка устройства подачи и распыления топлива,
определяемая образованием нагара, скоростью разогрева камеры
сгорания, наличием жидкости на стенках камеры и двигателя
в условиях эксплоатации.
4. Характеристика запуска, в которую входят:
а) минимальные требуемые расходы топлива и воздуха, как
показано на рис. 10 (вероятно, способность к воспламенению
при малых расходах топлива и больших расходах воздуха может
служить показателем хороших качеств по запуску на высоте).
S о.озо
0,020
о.ою
О 20 40 60 80 100
РаЬходвоздуха в%к максимальномуГьбъёмнш)
Рис. 12. Желательная область работы
реактивного двигателя.

66_ Раздел 7. Теория реактивного .движения
б) температура камеры сгорания при установившемся режиме
р области очень-малых оборотов в виде диаграммы, увязанной
с кривыми пункта).
5. Изменение характеристик пунктов 1, 2, 3 ч 4 на высоте
(когда эти изменения возможно установить).
6. Перепад давления в камере сгорания при стандартном
максимальном расходе воздуха.
7. Размеры камеры сгорания или объем на единицу
срабатываемого объема воздуха.
8. Чувствительность камеры сгорания к извинениям в
летучести топлива.
Заключение
В изложенном выше материале была*сделана попытка
показать в простой, легко доступной форме наиболее
существенные факторы, связанные со сгоранием в реактивных двигателях,
и дать представление о широких возможностях улучшения
сгорания, заложенных в использовании Ступенчатого изменения
скоростей воздуха, регулировании турбулентности и направлений
струи топлива на горячий экран. Некоторые из участников
съезда SAE* бывали в нашей * лаборатории и видели, чего можно
добиться в смысле чистого, ограниченного в пространстве
сгорания, широких пределов воспламеняемости и надежного запуска
при таких трудных условиях, как при отношении количества
воздуха к количеству топлива, равном 1200/1.
В настоящей статье не ставилась цель описать или
рекомендовать какой-либо специальный вид камеры сгорания.
Конструкция камеры очень сильно зависит от особенностей
конструкции двигателя и представляет собой слишком обширную
тему, чтобы ее можно было рассмотреть в этой работе. Однако
этому вопросу до сих пор не уделяется достаточно
внимания: наши двигатели не будут авиационными двш-ате:
лями и наши - реактивные самолёты не будут военные
ми самолетами, если сгорание не будет устойчивым и
надежным в эксплоатационных условиях. Поэтому
камера сгорания должна быть в числе - первых деталей,
проверенных экспериментально, раньше чем будет принята данная
схема двигателя. Можно надеяться, что» эта статья окажет
помощь промышленности в данной области.
¦ Общества автомобильных и авиационных инженеров в США. (Прим. реО.)

РАЗДЕЛ И
РАКЕТНОЕ И РЕАКТИВНОЕ ГОРЮЧЕЕ
ПРОПЕРГОЛИ
(ЖИДКИЕ ТОПЛИВА ДЛЯ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ)
Р. Лева
(Levy R» „Lee Fropergols, fluides moteura des engine autopropulses"; Chimfe et
57, № 3, 221—7, 1947)
Термином «проперголи» называют те химические системы,
потенциальная энергия которых превращается в работу силы тяги
ракетного сопла.
Их эксплоатационная ценность определяется, в первом при*-
ближении, по удельному расходу в экспериментальной ракет?:
Проперголи классифицируются следующим образом: 1) npbneprfr-
ли, состоящие из одной жидкости,— монерголи и катер-
голи; 2) проперголи, состоящие из двух жидкостей: йесамо
реагнрующих — нормальные, и самореагирующих —хйпер*6ли;
3) проперголи, состоящие из одной жидкости и одного твердого
тела, — литерголи, и 4) проперголи твердые. Эти виды тдплив
открывают новые перспективы как перед заводами, так иг перед
химиками в области исследовательской работы и в области
применения некоторых полупродуктов, остававшихся до срх: пор
неиспользованными.
Введение
Со времени появления немецких самолетов-снарядов V-f w
V-2 проблема ракетного движения приобрела особую акгуадь-<
ность. Такие науки, как баллистика, аэродинамика; термодинами*
ка, радиотехника, химия, привлечены.к исследованию этой, про*
блемы, которой несколько лет тому назад посвящались лишь
отдельные главы в учебниках по астронавигации. Что же
касается химиков, то ими изучение этого вопроса вообще не
производилось,^ только едва намечалось; Если теперь химики и знают что-
либо об употреблении таких окислителей, как двуркись азота*
азотная кислота и перекись водорода, или таких горючих, как
гидразин-гидрат, эфиры, амины и т. п.» то тем не менее следует
признать, что методы использования этих веществ не перестают
пока служить предметом их удивления.
Именно для ознакомления химиков с новыми методами
использования столь хорошо знакомых им веществ, для более
ясного определения тех новых проблем, которые возникают
5»

6$ Раздел //. Ракетное и реактивное горючее
могут возникнуть, автор попытался здесь изложить состояние
знаний в этой области, используя известные в настоящее время
данные, большей частью на основе опыта применения «проперго-
лей» Германией в последнюю войну.
Для более отчетливой постановки вопросов, относящихся к
ракетному движению, полезно привести некоторые определения
и напомнить некоторые элементарные формулы.
Ракетный двигатель. Такое название присваивается любому
двигателю, способному продвигаться вперед без использования
какой-либо точки опоры извне и получающему тягу за счет
реакции, которая создается по закону инерции при истечении с
большой скоростью, в определенном направлении, части
вещества самого движущегося тела [1].
Ракетные двигатели превращают в работу тяги тепловую
энергию, выделяемую в реакциях, в которых, в
противоположность обычным тепловым двигателям, не участвуют ни
атмосферный кислород как активный компонент, ни атмосферный азот
как инертный газ. Эти реакции можно разделить на три главных
типа в порядке величины выделяемой энергии:
1) распад атома;
. 2) превращение атомарного водорода в водород
молекулярный;
3) обычные экзотермические реакции, в основном реакции
окисления.
В настоящее время известно практическое использование
только реакций третьего типа. Именно о них и будет итти в
дальнейшем речь, причем мы намеренно исключаем рассмотрение
процесса горения порогов.
Чтобы использовать эти экзотермические реакции, их
необходимо осуществлять в камере сгорания. Выделяющиеся при этом
газо<)бразные продукты реакции имеют определенное давление
и высокую температуру. Они затем расширяются в сопле Лаваля
и при истечении из него приобретают большую скорость.
ПРОПЕРГОЛИ
Проперголем называют вещество или совокупность веществ,
содержащую иногда и инертные вещества, распад которых или
их реакция, являются источником реактивной энергии.
В процессах горения (в самом широком смысле этого слова)
называют окислителем — вещество, содержащее кислород,
необходимый для горения; горючим — вещество, сгорающее в
кислороде.
ХАРАКТЕРНЫЕ ОСОБЕННОСТИ ПРОПЕРГОЛЕЙ
Величиной, часто используемой для характеристики проперго-
лёй, является скорость истечения сгоревшего газа, достигаемая

Проперголи , 69
ири выходе из сопла. Если мы обозначим скорость истечения w „
количество истекающего из двигателя газа (а следовательно, и
проперголя) — ц, движущую силу — F, давление газа на.
выходе из сопла — ps, атмосферное давление — р j< сечение
выходного соплового отверстия— Е„ то для силы F получим;
выражение:
Fi ) A)
Если давление после расширения рщ будет равно
атмосферному pd , то формула A) сведется к выражению:
F=?we. B)
Часто проперголи характеризуют также по их удельному
расходу, т. е. по отношению расхода проперголя к движущей
силе, при условии, чтарл = ра- Отсюда удельный расход Cs
определяется равенством:
с'=-?- (э)
Таким образом, удельный расход является величиной,
обратной скорости истечения. С другой стороны, доказано, что для
получения максимальной дальности полета ракетного снаряда
необходима возможно большая плотность проперголя.
На этом основании часто вводится новая, характерная для
проперголей, величина: удельный расход по объему, т< е.
отношение удельного расхода по весу к средней плотности
проперголя. Если мы обозначим эту плотность df то получим
следующее выражение:
[С! ^^ .
Удельный весовой расход вычисляется в граммах на
килограмм в секунду (или: килограммов на тонну в секунду), а
объемный удельный расход в литрах на тонну в секунду.
Если же скорость истечения выражена в метрах в секунду, то
п 9,810 .
Однако скорость истечения и удельный расход могут служить
лишь приближенной характеристикой проперголей, аналогично
оценке бензинов октановыми числами.
КЛАССИФИКАЦИЯ ПРОПЕРГОЛЕЙ
Как уже упоминалось, следует различать 4 класса
проперголей:
1) проперголи с одной жидкостью; монерголи и катерголи;

70 Раздел //. Ракетное и реактивное горючее
2) проперголи с двумя жидкостями: нормальные (несамор^а-
пирующие) и гиперголи (самореагирующие);
ЗУ проперголи с одним жидким и одним твердым
компонентом — литерголи;
• 4) проперголи твердые (кроме порохов).
Проперголи с одной жидкостью
I ¦•••!. " КАТЕРГОЛИ
В катерголях проперголь состоит из одной жидкости,
экзотермический распад которой вызывается катализаторами.
/Гак, например, при разложении закиси азота в жидкой фазе
надкерамической насадкой, пропитанной раствором соли кобаль-
ta и предварительно нагретой до высокой температуры, молекула
закиси азота выделяет при распаде на азот и кислород 20 600 кал.
Пергидроль при разложении над некоторыми видами твердых
катализаторов также выделяет, большое количество тепла.
Нам еще представится случай вернуться в дальнейшем к
экзотермическому распаду пергидроля.
I'f li О • ' ; .
* • ' И-' .' МОНЕРГОЛИ
В монерголях проперголь состоит либо из одной жидкости,
гфёдётавляющей смесь окислителя (т. е. вещества, подводящего
кисйиюд), горючего (т. е. вещества, сгорающего в этом кисло-
рбде) и4 инертного вещества (если таковое имеется), либо из
вещества, которое содержит в одной молекуле элементы и
окислителя и горючего. Начальное воспламенение монерголя
осуществляется впрыском его в.камеру (стенки которой
предварительно нагреты) или пиротехническим приспособлением. Разумеется,
в, такой системе реакция должна осуществляться легко и
полностью немедленно по поступлении жидкости в реакционную
камеру, и не должна распространяться по коммуникациям обрат-
цо до резервуара.
Эти два требованияттредставляются противоречивыми. Для их
выполнения необходимо, с одной стороны, осуществлять впрыск
в реакционную камеру со скоростью большей, чем скорость рас-
пррстранения реакции, а с другой — использовать вещеетва,
способные поглощать большие количества энергии (за счет
высокой теплоты парообразования и положительной теплоты
образования).
Особенно удачным решением этой проблемы является
применение^ качестве монерголя жидкости Диверса.
" Шве^тно, что образование этого жидкого горючего -сопррро-
ждается выделением очень значительного количества тепла в
процессе Йог^лощекия газообразного аммиака нитратом аммония.

Проперголи . . '. 71
Аммиак, являющийся горючим компонентом этого монерголя,
особенно хорошо отвечает приведенным выше требованиям
(положительная теплота образования, высокая теплота испарения).
Нитрат аммония, являющийся окисляющим компонентом, также
имеет положительную ..теплоту образования, если исходить из
элементов.
Вследствие того, что нитрат аммония обладает сильными
корродирующими свойствами, а также склонностью к
кристаллизации при низких температурах, было предложено заменить его в
жидкости Диверса смесью закиси азота с тетра-нитрометаном,
оставив в качестве горючего аммиак.
Другой тип монерголя состоит из легко приготавливаемой
смеси метил-нитрата и метанола, для чего достаточно вести
одновременную перегонку в колонке 60-проц. азотной кислоты й
метанола.
Можно также использовать пергид{юль в :монергдпе,.
состоящем из концентрированного раствора оксихинолина (горючее) в
80—85-проц. пергидроле (окислитель), причем реакция
вызывается разбрызгиванием монерголя на катализатор, состоящий
из кусочков двуокиси марганца.
Проперголи с двумя жидкостями (несамореагирующие)
Зажигаше в этом случае осуществляют с помощью внешнего
источника в момент соприкосновения обеих жидкостей в
реакционной камере. Так, в V-2 зажигание производилось в камере
сгорания при помощи пиротехнического приспособления,
«фейерверочного солнца» с 4 патронами.
Эти проперголи можно различать по используемому виду
окислителя. Применяются жидкий кислород, закись азота и
двуокись азота. Преимущество жидкого кислорода состоит в воз-»
можности получать высокий тепловой эффект, но зато заполнение
резервуара окислителем должно производиться только в момент
пуска двигателя, что целесообразно лишь для двигателей с
большой дальностью и с заранее фиксируемым моментом пуска.
С жидким кислородом можно использовать много видов
горючих. Самые высокие скорости истечения получаются с жидким
водородом, но низкая плотность последнего @,07) и трудности
получения заставляют отказаться от него.
Были попытки комбинировать жидкий кислород с жидким
метаном, бензином, различными маслами, бензолом, метанолом,
этанолом, а также с коллоидными растворами в углеводородах
таких легких металлов, как алюминий, магний, бериллий. Так, в
двигателе V-2 70-проц, метанол и Ясидкий кислород дают
удельный расход горючего в 4,5 г/кг • сек. Закись азота в комбинации с

1'2 Раздел II. Ракетное и реактивное горючее
бензином в качестве горючего, при отношении их по весу 3 : 1,
давала удельный расход до 6,3 г)кг сек.
Двуокись азота, применяемая в качестве окислителя,
представляет собой жидкость при атмосферном давлении уже при
температуре ниже 20°С. Аналогично закиси азота, ее образование
эндотермично, с горючим она образует смеси со значительной
теплотой реакции, но очень чувствительные к удару. Поэтому
ее возможно применять только с бензолом, симметричная
структура которого обусловливает его значительную стабильность. Но,
кроме того, большим недостатком двуокиси азота является
также ее токсичность и сильное корродирующее действие, что
приводит при ее использовании к тем же трудностям, что и при
работе с азотной кислотой.
Проперголи с двумя самореагирующими жидкостями,
или гиперголи
Использование проперголей с двумя жидкостями связано с
большой опасностью, так как смесь таких двух жидкостей
представляет в общем случае взрывчатое вещество высокой бризант-
ности. Более того, не исключено, что после затухания, вследствие
временно возникающего недостаточного притока тепла, реакция
может остановиться на стадии образования промежуточных
продуктов (перекисей), которые в свою очередь являются сильными
взрывчатыми веществами. Если принять во внимание
высокий весовой расход проперголей, превышающий иногда
100 кг в секунду, то, как легко видеть, в результате таких
остановок могут скопиться большие количества взрывчатого
вещества.
Таким образом, для несамореагирующих проперголей
необходимо предусмотреть приспособление для почти мгновенного и
эффективного зажигания, которое может функционировать
бесперебойно в течение всего хода реакции. Это ведет к усложнению
конструкции, а следовательно, и к удорожанию управляемых
аппаратов.
Наоборот, при использовании самореагирующих проперголей,
или гиперголей, всякая опасность взрыва устраняется, так как
простое соприкосновение горючего с окислителем гарантирует
возникновение реакции, которая, раз начавшись, развивается до
своего полного завершения с образованием конечных
газообразных продуктов.
По типу используемых окислителей существуют два
основных вида гиперголей. В гиперголях первого типа используется
концентрированная перекись водорода, в гиперголях второго
адпа—азотная кислота.

Проперголи 73
ИНИЦИИРУЮЩИЕ BEIHFXTBA И КАТАЛИЗАТОРЫ
Для того чтобы реализовать два перечисленных выше
преимущества гиперголей перед несамореагирующими проперголями,
необходимо: 1) чтобы в момент смешения окислителя и горючего
происходило соприкосновение двух веществ, обеспечивающее,
благодаря экзотермичности реакции, начальный нагрев,
достаточный для инициирования основной реакции (эти вещества,
реагирующие вначале, называются инициирующими веществами),
или 2) применение специальных катализаторов, способствующих
не только возникновению начальной реакции, но и полному
завершению основной реакции. Использование этих специальны^
веществ (инициирующих веществ и катализаторов) является
отличительной чертой гиперголей; ниже дается краткая их
характеристика.
1. Инициирующие вещества. Одни и те же инициирующие
вещества могут употребляться и с пергидролем и с азотной
кислотой. По своей химической природе они распадаются на
следующие группы:
а) Амины. При реакции аминов с азотной кислотой солеоб-
разование сопровождается выделением тепла, достаточного для
такого повышения температуры на поверхности соприкосновения
обеих жидкостей, чтобы вызвать воспламенение.
При взаимодействии аминов с пергидролем на поверхности
соприкосновения образуются неустойчивые перекиси,
разлагающиеся с воспламенением.
Поведение нитрилов аналогично поведению аминов.
б) Восстановители. Все эти вещества обладают способностью
энергично восстанавливать на холоду растворы перманганата.
В качестве примера таких веществ могут служить проявители, и."
пользуемые в фотографии: пирокатехин, гидрохинон, некоторые
ненасыщенные углеводороды, как, например, винилацетилен,
ненасыщенные эфиры, например фуран, фурфуриловый спирт и т. д.
Все эти вещества энергично восстанавливают азотную кнст
лоту и пергидроль на холоду, и выделяемая в первичной
реакции теплота оказывается достаточной для воспламенения.
в) Вещества, одновременно проявляющие свойства и аминов,
и восстановителей. Примерами таких веществ являются
гидразин, пиррол, аминофенолы.
Объединение в одной и той же молекуле свойств основания
и восстановителя повышает ее воспламеняющую способность
значительно больше, чем простое смешение таких веществ.
Однако из этих соображений общего характера нельзя
сделать вывода о свойствах какого-либо вещества. Необходимо
изучить каждое из них в отдельности, так же как и влияние

74 Раздел II. Ракетное и реактивное горючее
различных веществ одного на другое. Например, смеси
пирокатехина и анилина совместно с азотной кислотой дают лучшие
результаты, чем те же вещества, взятые в отдельности. Горючие
присадки мбгут также значительно влиять на воспламенение.
2. Катализаторы. В противоположность азотной кислоте пер^
гидроль обязательно требует применения катализаторов.
В качестве последних мбгут быть использованы соединения
ванадия, меди и железа. Эти катализаторы могут служить
присадками только к горючим. Они представляют собой
минеральные или органические соли. Так, например, с
гидразин-гидратом в качестве горючего, в комбинации с концентрированным
пергидролем, применяют в качестве катализатора медносинеро-
дистый калий. Из органических солей применяют соли
некоторых сульфокислот^ которые обладают теми преимуществами,
что,растворяются в горючих, не корродируют и имею^ высокие
каталитические свойства.
Отличительные черты гиперголей. Использование гиперголей,
с применением инициирующих веществ и катализаторов,
выявило их важную особенность — задержку зажиганий. Совершенно
необходимо, насколько возможно, сократить эту задержку, так
как задержка в Vio секунды уже недопустима. Поэтому необхо-
димб прежде всего разработать метод определения этой задерж*
ки зажигания. Другой особенностью горючих, входящих в
состав гиперголей, является то, что они состоят из смеси разных
веществ. Таким образом, мы приходим к необходимости
изучения изменения их характеристик в зависимости от^ природы
и относительного содержания отдельных компонентов таких
смесей.
К числу этил характеристик относятся склонность смеси
горючего с окислителем к реакции*, температура расслаивания
или минимальная температура, при которой остальные
характеристические свойства сохраняют допустимые значения,
вязкость, величина которой должна, оставаясь в определенных
пределах, изменяться плавно и параллельно для горючего и
окислителя. \
Гиперголи с пергидролем. Выгодность использования
пергидроля либо в качестве катерголя, либо как окислителя для монер-
голей или. гиперголей связана с экзотермическим характером
его диссоциации **« .
* Эта склонность к реакций не имеет.никакого.отношения к
термохимическому сродству: ее можно оценить, например, для гиперголя с азотной
кислЬтой по минимальной, концентрации кислоты, при которой для данного
гипергольного горючего получается определенная задержка зажигания.
::' В этом разделе статьи будут рассмотрены свойства пергидроля
с точки зрения его использования в лроиергЪлях вообще и особенно
в. гипер/рлях. .:. : ; . . ; •¦» •;.;'.::.

Проперголи . ' ' 75
Фактически пергидроль представляет собой перекись
водорода высокой концентрации. Диссоциация чистой перекиси
водорода происходит по следующей реакции:
Н2О2 - Н2ОжнДк. + ^ О2 +. 23 450 кал,
т. е. освобождает 690 к кал. на килограмм.
Именно это столь значительное количество выделяющейся
энергии делает пергидроль выгодным окислителем (несмотря на
то, что он содержит только 47% кислорода, используемого для
окисления) и позволяет сравнивать его с другими окислителями»
более богатыми кислородом, как, например, с азотной кислотой,
содержащей 63,5% кислорода.
В проперголях используют 80 — 85-проц. растворы перекиси
водорода, удельный вес которых относительна высок A,34 для
80-проц. раствора). ' ' .
При повышении температуры пергидроль. разлагается снача:
ла медленно, а при температуре, превышающей некоторое
критическое значение (около 140°С), — быстро и полностью.
, .Концентрированный, пергидроль -всегда . считался опасным
веществом, и действительно, прежде при работе с ним было нет
мало несчастных случаев. Однако все это объяснялось лишь
незнанием свойств пергидроля и низким уровнем техники его
производства. Для безопасного хранения перекиси водорода
высокой концентрации необходима высокая степень чистоты
продукта. Технический пергидроль, даже- перегнанный в вакууме,
необходимо стабилизировать специальными веществами
(фосфатом натрия или 8-оксихинолином).
Катализаторы распада пергидроля. Стабилизаторы вводятся
в пергидроль для предотвращения его самопроизвольного раз*
ложения. Наоборот, при использовании пергидроля в ракетных
двигателях стараются вызвать его разложение с выделением
кислорода и образованием водяного пара. Для этого служат
катализаторы распада. Как уже отмечалось выше, разложение
пергидроля используют только при его применении в качестве
катерголя. В качестве катализаторов применяют пиролюзит
(естественная двуокись марганца^, перманганаты и бихроматы,
нанесенные на пористые носители, например на фарфор,
песчаник и специальные цементы.
При использовании этих твердых катализаторов пергидроль
не должен содержать веществ, которые являются ядами для
катализаторов. В частности, по этой причине пергидроль нельзя
стабилизировать фосфатом натрия.
Помимо катализаторов распада употребляются также
и-катализаторы горения, вводимые в горючие, комбинируемые с
пергидролем.

76 Раздел II. Ракетное и реактивное горючее
Жидкости (горючие или негорючие), применяемые совместно
с пергидролем в гиперголях. Кислород, выделяющийся при
распаде пергидроля, не всегда используется в качестве окислителя.
В таких случаях мы имеем дело с «холодными» системами пер*
гидроля. Если же, наоборот, выделяющийся кислород служит
для сгорания горючего, такую систему называют «горючей».
Перманганатные растворы. При одновременном впрыске в
реакционную камеру пергидроля и концентрированного
раствора перманганата происходит реакция с выделением кислорода,
причем образуется окись марганца, близкая по составу к
МпОг и действующая в качестве катализатора распада. Поскольку
здесь используются растворы с высокой концентрацией ионов
перманганата, то пришлось отказаться от перманганата калия,
который плохо растворяется, и применять перманганаты натрия
или кальция, либо их смеси. Эти растворы обладают высоким
удельным весом A,5).
Такая система применялась при запуске V-1, а в V-2 —
для вращения турбины и насоса, подающего окислитель и
горючее.
Горючие на основе гидразин-гидрата. В этих гиперголях
распад пергидроля и сгорание горючего в освобождаемом
кислороде происходят почти одновременно.
Преимуществом гидразин-гидрата (как и пергидроля)
является его эндотермичность:
^N2H4(pacTBOp) — 9500 / кал.
Это количество тепла присоединится таким образом к теплу
сгорания водорода, выделяющемуся при диссоциации гидразин-
гидрата в процессе сгорания. Гидразин-гидрат является дорогим
продуктом. Поэтому были разработаны топлива, в состав
которых, наряду с гидразин-гидратом, входят метанол, вода, иногда
хлороформ. Эти топливные смеси содержат в качестве
катализатора раствор медносинеродистого калия.
В комбинации с пергидролем такие горючие дают удельный
расход топлива в б г/кг - сек.
Наиболее часто в качестве катализатора в этих тошшвах
применяется соединение Кз[Си(СЫL]. К сожалению, гидразин-
гидрат хотя и медленно, но восстанавливает соединения меди
до металла, вследствие чего значительно снижается
содержание катализатора в топливе. Это ведет, с одной стороны, к
возрастанию задержки зажигания, а с другой — к закупориванию
трубопроводов отложениями осажденной меди.
Это привело к тому, что катализатор стали добавлять к
горючему в момент использования последнего. С этой целью
горючее пропускается через патрон с нитратом меди, причем дости-

Проперголи . '. 77
гается концентрация меди, необходимая для возникновения
реакции. Медь, образующаяся при восстановлении нитрата,
увлекается потоком топлива, и патрон быстро опоражнивается.
Горючее на основе пирокатехина, В этих топливах
пирокатехин и дибутил-нафталин-сульфонат железа (в качестве
катализатора) растворены в таких растворителях, как метанол,
ксилол и т. п. Топлива впрыскиваются в реакционную камеру
одновременно с пергидролем и, следовательно, представляют собой
гиперголи. Существуют и другие системы, в которых
пергидроль подвергается предварительному разложению под
действием раствора перманганата. Газообразные продукты разложения
при температуре 450 — 500°С затем направляются в камеру
сгорания одновременно с подачей горючего. Температура
газообразного окислителя достаточна для зажигания без
дополнительного приспособления, В этом случае пирокатехин растворяют в
метаноле, виниловых эфирах или в хлорированных
углеводородах.
Другие виды горючих. Подвергая пергидроль
предварительному разложению пропусканием над твердым катализатором,
можно в полученном таким образом горячем газообразном
окислителе поджечь и газойль.
В качестве горючего был также использован и декалин. Его
преимуществами являются точно определенные химические свой*
ства, высокая теплотворная способность и растворимость
выхлопных газов в морской воде, что весьма важно в случае
применения ракетных двигателей для некоторых типов морских
судов. Система «пергидроль-декалин» не является истинным ги-
перголем, поскольку она не может обеспечить
самовоспламенения, по крайней мере с применением в качестве катализатора
медно-синеродистого калия, так как последний нерастворим в
углеводородах. Зажигание осуществляют одновременно
впрыском в камеру сгорания инициирующих горение топлив на основе
гидразин-гидрата с добавкой меди или медной соли в качестве
катализатора.
Гиперголи с азотной кислотой. Азотная кислота настолько
легко разлагается под действием тепла, что из ее характерных
химических свойств прежде всего следует отметить
окислительную способность. В комбинации с веществом, действующим з
качестве восстановителя, способного сгорать в освобождаемом
кислороде, она проявляет свойства истинного окислителя.
При сравнительно низких температурах азотная кислота
претерпевает обратимую диссоциацию с образованием
двуокиси азота. Начиная приблизительно с 700°С, она разлагается уже
необратимо, с образованием 'азота, воды и кислорода. По мере
повышения температуры все окислы азота (за исключением N0)

78 Раздел II. Ракетное и реактивное горючее
становятся нестабильными. При температуре камеры сгорания
может существовать только N0 и, кроме того, поскольку его
образование связано с поглощением большого количества тепла,
оно происходит тем легче,, чем выше температура. Во избежание
этого необходимо впрыскивать в горячие участки камеры
сгорания избыток горючего. Важным фактором, увеличивающим
выгодность применения азотной кислоты в качестве окислителя в
ракетном двигателе, является ее высокий удельный вес
A,51 при концентрации в 98%).
Азотную кислоту применяют либо в чистом виде
(концентрации 98%), либо с присадкой хлорного железа (которое
каталитически действует на реакцию кислоты с. ароматическими
аминами, используемыми в качестве инициирующих веществ), либо,
наконец, с добавкой серной кислоты в количестве 10% для
ослабления корродирующего действия.
ГОРЮЧИЕ, ПРИМЕНЯЕМЫЕ В ГИПЕРГОЛЯХ С АЗОТНОЙ КИСЛОТОЙ
1 Применение инициирующих веществ было разработано
главным образом для гиперголей на базе азотной кислоты. Эти
рассмотренные выше вещества представляют собой сравнительно
редкие соединения, обычно растворяемые в специальных
растворителях.
Горючие растворители для инициирующих веществ.
Выбор этих растворителей определяется не только
необходимостью получения столь же короткой задержки зажигания, как и
в случае применения одних лишь инициирующих веществ, но
также и необходимостью сохранения требуемой вязкости,
которая должна мало зависеть от температуры. Особенный интерес
представляют свойства, проявляемые некоторыми виниловыми
эфирами, так называемыми «визолями» в комбинации с аминами.
Эти вещества, не будучи самовоспламеняющимися, сокращают
задержку зажигания растворенных в них аминов. Кроме этих
эфиров, применяют и другие растворители, как, например,
бензол, ксилол, тетрагидрофуран и т. д.
Так как эти растворители довольно дороги, их пытались
заменить другими, более доступными,— этанолом, метанолом, ди-»
зельным топливом, но в этом случае необходимо применение
особенно активных инициирующих веществ.
Самореагирующие горючие. Эти горючие, применяемые в
комбинации с азотной кислотой, представляют смеси
инициирующих веществ с соответствующими растворителями. Некоторые
из них давали суммарный удельный расход в 5,2 г/кг • сек.
Смешанные горючие. В целях экономии горючих, о которых
Говорилось выше, их стали употреблять в смеси с обычными
несамореагирующими топливами. Для этого берется лишь не-

Проперёоли
большая часть гипергольного горючего, обеспечивающая
начальное зажигание при соприкосновении с азотной кислотой, даль^
нейший. же процесс горения развивается с обычным несамореа-
гирующим горючим.
Сводка сравнительных Данных о различных типах
проперголей с двумя жидкостями
Можно составить себе представление об относительных
свойствах двух жидкостных проперголей различных типов путем
сопоставления значений их удельного расхода и скорости
истечения, собранных в табл. 1.
Таблица 1
Проперголи
^Примечания
98Ю-
Кислород жидкий —
водород жидкий ..
Кислород жидкий —
метанол
Азотная кислота т-
горючее с амином —
Пергидроль— горючее
на' базе гидразин-
гидрата ,.......'
Закись азота (жидкая)--
бензин
Пергидроль — конц.
раствор перманганата
Кислород жидкий —
метан жидкий
Кислород жидкий —
бензин и вода
Теоретич. данные
Отнош. 3/1
Отяош.20/1
Отнош. 3,5/1/2
3,5
4,3
•*5.2 .
от 5,5 до 7
9,3
от 9,3 до 10
10
12
2 800 -
2 860
2 000фактич,
(V-2) <
1 890
от 1785 до 1400
1560
от 1055 до 981
981
818
ПРОПЕРГОЛИ С ОДНОЙ ЖИДКОСТЬЮ И ОДНИМ ТВЕРДЫМ
КОМПОНЕНТОМ, ИЛИ ЛИТЕРГОЛИ
Твердое горючее все время целиком находится в
реакционной камере, а жидкий окислитель, наполняющий один или не:
сколько резервуаров, впрыскивается в камеру. Совместно с
жидким кислородом или жидкой закисью азота можно* применить
углерод. В таком реактивном двигателе углерод можно
поместить в полом цилиндре в виде колец с каналами, высверленными
параллельно оси цилиндра. Для обеспечения распространения
горения в радиальном направлении каналы заполняются целлу-

Раздел II, Ракетное и реактивное горючее
доидом, так чтобы вся их поверхность моментально доводилась
до температуры воспламенения. Длина цилиндра задается
длительностью реакции при оптимальной скорости истечения.
Трудно осуществить ракетный двигатель, работающий на литер-
голях, длительность горения которых превышала бы 40 сек., а
сила тяги была бы более 500 кг.
Твердые проперголи (кроме порохов)
Этот тип проперголей основан на оригинальной идее, но, по-
видимому, еще не нашел применения нигде, даже в опытном
порядке.
Одна из возможных реакций освобождения термической
энергии состоит в восстановлении окиси железа
порошкообразным алюминием:
Fe,Oa-b2Al-*2Fe |-A12O3.
Эта сильно экзотермическая реакция может быть
инициирована с помощью реле зажигания классического типа,
использующего реакцию порошкообразного алюминия с перекисью бария:
ЗВаО2 4- 2А1->А12О3 + ЗВаО. '.
Освобожденная в реакции теплота может служить:
1. Для испарения: а) жидкой воды; б) кристаллизационной
воды кристаллических солей (квасцов).
2. Для диссоциации солей, дающих полностью газообораv
ные продукты диссоциации (карбонат аммония).
С помощью этого процесса можно было бы (по крайней мере
теоретически) получать значительную скорость истечения, но
питание камеры сгорания твердым топливом при крайне высокой
температуре представляет одну из основных трудностей, с
которой при этом сталкиваются.
Заключение
В этой статье дана сводка наших знаний о химии ракетного
двигателя. Перед химиками открываются новые горизонты,
разнообразные и обширные перспективы работ. В частности
открывается мало знакомая глава органической химии (если ограничь
ваться только этим). Действительно, до сих пор химики обычно
стремились замедлить изучаемые ими реакции для того, чтобы
избежать разрушения реагирующих веществ.
Теперь же, наоборот, ставится цель полного разрушения
реагирующих веществ с получением в качестве конечных
продуктов: углекислого газа, воды или продуктов их диссоциации
и, в отдельных случаях, азота. Здесь предстоит создание целой
новой отрасли органической химии.

Проперголи 81
С другой стороны, ни классификация, ни различные типы
химических- продуктов, -упомянутые в этой статье, не являются
окончательно установленными. Горючие,, окислители и
инициирующие вещества, которые можно использовать в качестве
составных частей проперголей, нельзя выбирать только на основании
их технических качеств, приблизительно определяемых' па
удельному расходу. При этом необходимо* также учесть возможность
их производства в данной стране.
Возможно также некоторое изменение значения ряда
побочных продуктов химической промышленности (главным образом
органической промышленности), представляющих сейчас
небольшую ценность, если окажется возможным использовать их
в качестве горючих для проперголей или хотя бы в качестве
компонентов этих горючих, в то время как их применение в
моторах обычного типа — искровых и дизелях — невозможно.
Весьма выгодным, с точки зрения использования в качестве
горючих для гиперголей, явилось бы наличие среди этих
побочных продуктов веществ с восстановительными свойствами или
же со свойствами фенолов или аминов, или, наконец, сильно
ненасыщенных соединений.
ЛИТЕРАТУРА
1. J.-J. Вагге, „Autopropufeeurs et tuyeres aerothermiques", Bull. Inf. Sci.
Techn., 1945, 7.

ТОПЛИВО ДЛЯ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Р. Мак-Ларрен
Kozine Fuel»"; Automotive 81 Aviation Indurtrie», W, Mr 4,
*• '^«x*** *"" 20—3. 76, 1946)
Многочисленные применения реактивного двигателя (РД) в
„г-нных иелях во время второй мировой войны (противотанко-
ыр пакеты оакеты противовоздушной обороны, немецкая ракета
Т\ и т п\ несмотря на их распространенность и смертонос-
нпА-ь трпепь кажутся лишь предвестниками будущих методов
ведения войны которые могут принять характер сплошных
равных операций по крайней мере в начале войны. Вера
различных военных организаций в будущее военное значение этого
оружия показывается интенсивностью и размахом ведущихся сейчас
исследовательских и опытных работ в области реактивного
движения и его применения к управляемым снарядам.
Одну из важнейших проблем этого исследования
представляет собой топливо для реактивного двигателя. Цель
исследований топлив лля реактивных двигателей состоит не только в том,
ХбГполучить топливо, дающее большое выделение тепла.
Чтобы найти широкое применение на воине, топливо для
реактивного двигателя должно обладать всеми перечисленными ниже
характеристи т^пЛОТВОрной способностью. Термохимическая
эдрогия на килограмм топлива должна быть возможно большей
и выделяться легко и полностью в ходе окислительной реакции.
2 Быстрым фактически мгновенным, протеканием сгорания
или взрыва Это необходимо для достижения большой мощности,
котооая изменяется обратно пропорционально времени,
необходимому лля завершения реакции между топливом и кислородом.
3 Низким молекулярным весом. Так как реактивная тяга из-
ырняется обратно пропорционально корню квадратному из
молекулярного веса топлива *, то последнее должно выделять
максимальное количество энергии при минимальном молекулярном
4 Большой плотностью, или малым удельным объемом. Это
важно в связи с проблемой размещения запаса топлива в сна-
^ По возможности, воспламенением без зажигания. Простое
соппикосновение топлива с кислородом должно вызывать
сгорание; этим устраняется необходимость в сложном пусковом
оборудовании.
; ""• Си., иапример, фоР«УЛЫ F) ¦ G) в статье Белковяча. (Прим. ред.)

Топливо для реактивных дёигателей ' 83
6. Безопасностью при хранении топлива, транспортировке л
в обращении с ним. Хотя лишь немногие летучие вещества
вполне «безопасны», но различные компоненты топлива должны
обладать свойствами, позволяющими соблюдать необходимые для
безопасности условия путем изоляции компонентов друг <уг яруга
и применения надлежащих резервуаров; компоненты должны
быть устойчивы по отношению к атмосферным влияниям и
сохранять стабильность в течение практически достаточно долгого
времени.
7. Доступностью входящих в состав топлива веществ во
время^ войны. Обработка сырья, размеры и сложность
заводского оборудования, затрата труда квалифицированных и
неквалифицированных рабочих и т. п. должны быть
минимальными.
Реактивные топлива разделяются на два класса по
физическому признаку — твердые и жидкие — и на два класса с точки
зрения химии —на однокомпонентные и двухкомпонентные.
У однокомпонентных топлив источником кислорода для сгорания
служит окружающий воздух. Обычно твердые топлива
применяются для ракет с небольшой дальностью полета, как,
например, снаряды для воздушного боя и противовоздушной обороны,
со сравнительно небольшим зарядом взрывчатых веществ. Тяга их
развивается и прекращается почти мгновенно (обычно меньше
чем за секунду), а затем полет происходит по обычной
свободной траектории, как у артиллерийских снарядов. В ракетах для
дальних полетов применяются преимущественно жидкие топлива,
как, например, в ракетах, посылаемых с земли по наземным
целям или с воздуха на землю, так как сгорание жидких топлив
может происходить в течение сравнительно длительных
промежутков времени. Тяга в этом случае развивается в течение
нескольких минут или даже часов, а полет ракеты может-быть
направлен по любому предписанному пути с помощью гироскопов
или дистанционного управления. Так как реактивные
жидкостные двигатели сложнее, чем двигатели с твердым топливом, и,
следовательно, дороже последних, то ракеты с жидким Топливом
обычно бывают более крупных размеров, со значительным
количеством взрывчатого вещества.
Твердые топлива >
Отменим главные преимущества твердых топлив для
реактивного двигателя:
L Сгорание 5тих топлив не представляет или почти не
представляет невыясненных проблем. Несколько веков изучения
внутренней баллистики артиллерийских снарядов привели к
накоплению почти исчерпывающих теоретических данных; to же fcrfb

Г84 Раздел //. Ракетное и реактивное горючее
«сится к техническим исследованиям и практическим
наблюдениям.
2. Для сгорания не требуется воздуха: твердые реактивные
"топлива относятся к двухкомпонентным топливам; необходимый
дли 'сгорания кислород содержится в самом топливе.
: 3. Трудности хранения, транспортировки и обращения с
топливом сведены к минимуму. Так как ракеты с твердым топливом
'обычно употребляются в том виде, в каком они поступают с
завода, то никакой регулировки или зарядки ракеты на месте не
требуется.:: *
Сгорание твердого топлива зависит от формы зерен, пороха;
• горение распространяется пр-заряду, охватывая зерна с краев.
Поэтому скорЪсть сгорания можно регулировать только
применением зерен различной формы. Обычно для получения
равномерной скорости горения по всему заряду применяются длинные
стержни пороха крестообразного сечения.
Рассмотрим некоторые твердые топлива:
Балцестит. Этот двойной порох применялся во время войны
Департаментом армейской артиллерии для самолетных ракет, в
частности Для скоростного самолетного реактивного снаряда
диаметром \\Ъ мм (IIVAR — High Velocity Aircraft Rocket). Бал-
!лестит изготовляется из нитроцеллюлозы и нитроглицерина; это,
очевидно, скорее взрывчатое вещество, чем топливо; ныне
применение его в ракетах фактически прекращено, и он заменен
другими твердыми топливами, использование которых более
целесообразно.
Гидразин-нитрат. Возможности применения этого твердого
топлива исследуются Калифорнийским технологическим
институтом по договору с Воздушными силами армии. При работе с ним
встретились чрезвычайно большие трудности. Температура его-
рания топлива, достигающая 620°, вызывает затруднение в
отношении выбора металла для конструирования реактивного
двигателя.
ЦолисуАьфиды. Эти твердые топлива* представляющие
продукты каучуковой промышленности, также исследуются
Калифорнийским технологическим институтом по договору с
Воздушными силами армии. Главный их недостаток — большое*
количество дыма, получающееся при сгорании, что нежелательно с
военной точки зрения. Реактивные двигатели, использующие по-
лисульфяды, интенсивно нагреваются, если работают более
одной секунды.
•"л ХлорнокисАый аммоний (перхлорат аммония). Это наиболее
многообещающее из. исследуемых сейчас твердых топлив.
Считают, что оно «в 8—10 раз лучше», чем существующие виды
-тошно*. Топливо с перхлоратом аммония .составлено тоже на ос-

'. Топливо для редктивных двигателей
нове продуктов каучуковой промышленности с вытекающими
отсюда трудностями, создаваемыми дымным сгоранием, .
. Пикрат аммония — нитрат калия. Это чрезвычайно много-,
обещающее двухкомпонентное твердое топливо, относительно ко-г
торого мы располагаем пока лишь сравнительно малым числом{
опытных данных. В нем, как в сложном топливе, для. реакции-
необходимы оба компонента, но зато не нужен в качестве
отдельного компонента кислород. :
Борогидрид бериллия. Это топливо сейчас исследуется; но
уже первые испытания показали, что борогидрид бериллия
вызывает сильную коррозию, появляются трудности в хранении^,
транспортировке и обращении с топливом. * !
Борогидрид лития: Это топливо тоже обладает весьма неже-;
лательным свойством вызывать коррозию. Как топливо для реак-.
тивных двигателей оно имеет перспективы, но изготовление его
оказывается крайне трудным.
Гидрид лития. При исследовании этого топлива обнаружился
ряд его недостатков; прежде всего, этот гидрид дает мало
водорода. Производство его является трудным.
Жидкие топлива
Немцы начали свои исследования жидких реактивных топлив
для военных целей задолго до того, как военные организации США
стали активно интересоваться этой проблемой. Опыты были
начаты в Германии в 1929 г. частной группой ученых; в 1933 г~
официальное участие в этой работе приняла Группа вооружения
армии германского генерального штаба. Широко известная Ис:]
следовательская и опытная станция в Пенемюнде, стоимостью*
в 300 млн, марок, была сооружена в 1937/38 г.; тогда же
начались в больших масштабах работы по созданию жидких
реактивных топлив. Военные организации США занялись
серьезным исследованием ракет только после событий в Пирл Харбор.
Поэтому большая часть имеющихся сейчас в США сведений
заключается а захваченной немецкой ^документации, отчетах, по
изучению захваченных ракет, заводов, исследовательских уста:
новок и в записях бесед с немецкими учеными.
Большая часть работ по исследованию жидких топлив,'
проведенных военными организациями США со дня победы над
Германией, состоит в изучении немецких методов. производства
и использования компонентов топлив. Однако и Военное к
Военно-Морское Министерства сейчас ушли много дальше и
ведут широкие исследования в совершенно новых областях
химии, в. области технологических процессов и эксплоатацин
ракетнух топливных систем, по типам двигателей и вспомога*
тельному оборудованию. . .* *

86 Раздел II. Ракетное и реактивное горю лее
Следует, однако, отметить, что многие из компонентов
жидких топлив, применявшихся немцами, были далеки от
совершенства и во многих случаях представляли собой заменители,
используемые в силу военной необходимости. Они поэтому хуже
натуральных соединений, которыми мы располагаем здесь, в
США. Но большая часть производственных процессов и
методов обращения с топливами была разработана немцами главным
образом на основе обширного опыта в области органической
химии и производства красителей.
Ведущиеся в настоящее время исследования направлены на
разработку жидких двухкомпонентных топлив для ракет
дальнего действия с большой высотностью. Главный недостаток одно-
компонентного топлива, имеющего вообще много ценных качеств,
состоит в том, что на высоте более 21,5 км разреженность
атмосферы и, следовательно, недостаток кислорода препятствуют
сжиганию топлива с воздухом, получаемым извне. Двухкомпо-
нентные топлива, содержащие собственный запас кислорода,
пригодны для использования даже вне атмосферы и дают
возможность развить максимальную мощность ракеты и щ
безвоздушном пространстве.
Рассмотрим теперь некоторые жидкие топлива для
реактивных двигателей.
Жидкий водород и жидкий кислород. Хорошо известно, что
теоретически это — «идеальное» жидкое реактивное топливо,
выделяющее при сгорании количество тепла порядка 28 600 кал/кг.
Однако это, несомненно, одно из самых трудных для применения
реактивных топлив и, пожалуй, наиболее опасное.
Использованию этих веществ в жидком состоянии препятствует
необходимость создания резервуаров для их хранения, возникающая
вследствие очень низких температур, большой утечки и
испарения этих веществ. Однако различные видоизменения этих двух
важнейших компонентов применялись весьма успешно.
Жидкий кислород и углеводороды. Спирт, бензин, керосин,
метанол и т. п. смеси с жидким кислородом применялись с
успехом в Германии, Англии и США в течение двух последних
десятилетий. Эти компоненты служили топливом в большинстве
ранних опытов над жидкостными ракетами, проводившихся
независимо начинателями ракетного дела — Годдардом в США,
Обертом, Зенгером, Фалиром и Романом в Германии, Эно-Пельтри
во Франции, Рыниным и Циолковским в СССР и т. д. Однако
эти компоненты выделяют при сгорании сравнительно мало
энергии, обращение с ними опасно, а смесь их обладает
сильными коррозийными свойствами. В немецкой ракете V-2,
использованной во второй мировой войне, применялся жидкий кислород
и спирт; при максимальной скорости ракета на этом топливе
развивала мощность свыше 600 000 л. с. Преимуществами этих

. Топливо Оая реактивных двигателей - 87
компонентов жидкого.топлива являются: возможность получения
их в больших количествах и по низкой цене, а также
благоприятная их характеристика по летучести. Однако за исключением
экспериментальных запусков ракет V-2 с регистрирующими
приборами на испытательном поле Уайт-Сендс (штат
Нью-Мексико), эти топлива и в армии и во флоте США заменены уже
другими, и дальнейшее их исследование прекращено.
Перекись водорода. Сама по себе перекись водорода не
является топливом, но служит удобным и надежным источником
кислорода для реакции с жидким топливом. Основной недостаток
перекиси водорода — ее малая стабильность: перекись легко
разлагается на кислород и водород даже в закрытом
резервуаре. Немцы применяли в ракете V-2 водный раствор перекиси
водорода высокой концентрации в соединении с перманганатом
калия или кальция; тепло, выделяемое при реакции, превращало
воду в пар для турбины, приводившей во вращение главные
топливные насосы. Водный раствор перекиси 80-проц.
концентрации, под названием «компонент Т*, применялся также как один
из компонентов двухкомпонентного топлива в реактивном
двигателе Вальтера. Для стабилизации этого раствора применялась
фосфорная кислота.
Гидразин-гидрат. Осуществить реакцию, в которой перекись
водорода непосредственно окисляла бы другое вещество,
довольно трудно. Г. Вальтер (Германия) разрешил эту проблему,
использовав гидразин-гидрат.. При взаимодействии этих двух
веществ образуются газы, содержащие нужный высокий процент
веществ с малым молекулярным весом, что связано с
выделением большого количества энергии. Немцы, однако, обнаружили,
что перекись и гидразин-гидрат реагируют недостаточно быстро,
и возникающее благодаря этому запаздывание воспламенения
приводило часто к взрывам и несчастным случаям. Для
ускорения реакции немцы применяли в эксплоатации соли меди; онн
исследовали, кроме того, нитропруссид натрия * и другие
катализаторы.
Вальтер разработал состав под названием «компонент С»,
состоящий из 57% гидразин-гидрата, 30% метанола и
11% солей меди (медноцианистоводородный калий)**. Смесь
«компонента С» с «компонентом Т» использовалась как жидкое
топливо для успешно применявшегося реактивного двигателя
Вальтера HWK-509. Этот двигатель был установлен на
истребителе-перехватчике Мессершмидта Me-163 и на управляемой
летчиком воздушной торпеде Бахема для противовоздушной
обороны — «Наттер»-В)?-20. Двигатель Вальтера весит только
• Na2tFe(.CNbNO;.2H2O. {Прим. ред.)
** Кэ[Си(СЫL].

ft8 Раздел //. ^Ракетное.« реактивное гдрючее .
188 кг и развивает максимальную тягу в 1700 кг. Двигатель
снабжен главным соплом для получения максимальной тяги и
соплом для крейсерских режимов меньшего размера (-Тяга —
300 кг), чтобы получить меньший расход топлива.
комбинация «компонента' Т» и «компонента С» дает чрезвы:
чайко удачное жидкое топливо для реактивного движения.
Сгорание происходит спокойно, не давая в остатке твердых
побочных продуктов. Это топливо в присутствии катализатора
Легко воспламеняется, удобно для хранения, транспортировки
и в обращении. Производство его несложно: аммиак окисляется
хлорйоватистокислым натрием. Единственный недостаток в
комбинации ТС состоит в том, что эта смесь вызывает
коррозию.
Азотная кислота и углеводороды. Одна из старейишх
авиационных моторостроительных фирм Германии, BMW (Бай-
рише Моторенверке), во время войны вела опыты над
реактивными жидкостными двигателями. Наиболее перспективным из
разработанных топлив является «Тонка» — тяжелый углеводород
с добавкой целого ряда веществ, вызывающих спонтанную
реакцию топлива с азотной кислотой. Один из этих углеводородов,
Визоль, получаемый из спиртов или фенолов, в соединении
с азотной кислотой применялся как топливо для ракеты
противовоздушной обороны «Вассерфалль». Это топливо выделяет
больше энергии, чем перекись водорода. Немцы в конце войны
планировали его производство в больших количествах. Визоль
дает замечательно плавное сгорание, которое ле1ко регулируется,
Его можно храйить до одного месяца; он не проявляет
взрывчатых свойств при обращении с ним. Однако азотная кислота
вызывает сцльную коррозию, и это создает проблему выбора
материалов для изготовления топливных баков.
Ксилидин и другие амины испытывались с азотной кислотой
как компоненты жидкого топлива для реактивных двигателей.
Вообще они позволяют развить больший импульс и сгорают
спокойнее, чем углеводороды.
Ксилидин — гомолог анилина, содержащийся в каменноуголь-
йой смоле. Точка кипения его высока, и поэтому он может
сохранить в баке свою вязкость на очень большой высоте. Немцы
считают чрезвычайно важным постоянство вязкости на разных
высотах при различных температурах. С самого начала
эксперименты показали, какие трудности связаны с этой проблемой,.
и эта характеристика была принята за основной критерий оценка
топлива для реактивных двигателей.
Соединения бора. Эти соединения являются одними из
наиболее многообещающих. Они тщательно исследуются
Воздушными силами армии в связи с обширной программой изучения
управляемых снарядов. До последнего времени соединения бора

Топлиёо для реактивных двигателей '
не имели большого коммерческого значения, за исключением
борной кислоты — слабого антисептиками буры — хорошо
известного, средства для смягчения воды. Однако Воздушные силы
армии возлагают большие надежды на результаты форсируемых
сейчас работ по производным бора, главным образом потому*
что в число этих соединений входят топлива, которые позволяют
совершать ракетные полеты в наружных слоях атмосферы.
Пентаборан*. Теоретически пентаборан; представляет собой
источник гораздо большего количества водорода, чем другие
исследованные топлива. До настоящего времени изучение этого
топлива находится в самой начальной экспериментальной стадии.
Пока исследовано слишком мало образцов пентаборана для того*
чтобы получить достаточные данные о нем.
. Диборан. Это соединение обладает чрезвычайно высокой
точкой кипения и представляется весьма многообещающим.
Борогидрид алюминия. Наиболее практически интересная
особенность этого соединения — это чрезвычайно высокая
теплота реакции окисления, составляющая 13 814 ккал на моль. На
воздухе оно вспыхивает, выделяя при сгорании 74%
содержащегося в нем водорода. Оно растворимо в эфире. Как жидкое
топливо для реактивных двигателей оно является
многообещающим.
В качестве жидких топлив исследовано и испытано
бесчисленное количество других соединений. Необычайные сочетания,.
Удельный импульс различных топлив
Топливо для реактивного движения
Удельный импульс
деиствит. теоретич.
Жидкий водород и жидкий кислород
Жидкий кислород и спирт:
по немецким данным
поданным США
Жидкий кислород и углеводороды
Гидразин-нитрат
Азотная кислота и аминосоединения
Перекись водорода и гидразин-гидрат
(компонент Т и компонент С)
Перекись водорода (разложение без
сгорания)
Твердые топлива
Бензин с ьоздухом (для сравнения) •
343
350
220
300
225
220
200
180
120
120
80
235
320
240
240
220
200
150
140
100
* Бораны — бороводороды общего состава BnHm . (Прим, ред.) ?

DQ Раздел II. Ракетное и реактивное горючее
вроде закиси азота с сероуглеродом, различные углеводороды —
ацетилен, этилен, бензол, метан» этан, гексан, додекан и т. п.,
даже «сжиженный уголь» — все они обладают некоторыми
свойствами, которые нужны в топливе для реактивных
двигателей. Однако основное развитие будет итти по намеченным выше
линиям, хотя военные организации терпеливо исследуют
различные химические соединения, стремясь совместно разработать
лучшее топливо для реактивного движения.
Как и во всех областях техники, для точной сравнительной
оценки топлив реактивных двигателей применяется стандартная
единица измерения. Эта единица — «удельный импульс» —
выражается через тягу (кг) и весовой расход топлива (кг) в единицу
времени (сек.). Хотя немцы и англичане пользуются удельным
ffl V UT л. f* I** %С
импульсом с размерностью кг на кг сек ( . нт— ), но в США
пишут просто «сек.», сокращая вес в размерности..
В прилагаемой таблице даны удельные импульсы ряда топлив
для реактивных двигателей. В таблице указаны два значения;
действительное и теоретическое. Действительные значения не-*
сколько ниже теоретических, вследствие влияния диссоциации»
неполноты сгорания, вязкостного трения, излучения тепла и т. д.

ТОПЛИВА ДЛЯ АВИАЦИОННЫХ ГАЗОВЫХ ТУРБИН
Ч.Дж. Уильяме
<WillfaaM Ch. J. „Fuck tot Aviation Gat-turbmes"; Journal of the Institute of Fuel, 281,1947)
Введение
Вопрос о топливах и смазках* для авиационных газовых
1 урбин возник сравнительно недавно, и нам пришлось при выборе
материала для этой статьи столкнуться с некоторыми
трудностями. Во многих лабораториях ведутся обширные
экспериментальные работы, посвященные вопросам сгорания и смазки, но в
общей технической печати такие работы публикуются очень ред
ко. Поэтому.мы считаем возможным пользоваться
лабораторными сведениями об этих работах только в самом общем виде.
Наша лаборатория — лаборатория авиационных двигателей
«Шелл» в Торнтоне, графство Чешир (Англия)—занимается
исследованиями смазки для авиационных газовых турбин с
1943 г., а с 1944 г. — изучением топлива и его сгорания. Начиная
эту работу, мы уже располагали некоторыми сведениями из
области практических проблем, возникших при разработке и экс-
плоатации двигателей; решено было поэтому построить
настоящую статью на этих общих сведениях, заимствуя ^гримеры и
экспериментальные данные, по мере возможности, из работ торн-
тонской лаборатории.
Топлива
: На ранних стадиях развития авиационной газовой турбины
существовало довольно широко распространенное мнение, что
она по самой своей природе «всеядна». Было известно, что
первые опыты с газовой турбиной проводились в основном на
керосине, но предполагалось, что через очень короткое время
авиационные газовые турбины будут работать почти на любом
жидком топливе.
Этот первоначальный необоснованный оптимизм сменился
затем оценкой влияния целого ряда топливных факторов. Работа
газовой турбины, как и всякого вновь осваиваемого двигателя,
рпределяется сочетанием характеристик топлива и конструкции
двигателя^ Однако в процессе развития газовой турбины
относительное значение, придаваемое характеристикам топлива и
конструкции двигателя, может меняться. Так как на данной
стадии развития газовой турбины сгорание в ней зависит в
наибольшей степени от механических или аэродинамических факто-
¦ Раздел о смазках в этом переводе опущен. (Прим. ред.)

92 Раздел II. Ракетное и реактивное горючее
ров, то можно ожидать, что при дальнейшем развитии турбин
расширение знаний в области; механической конструкции
приведет к уменьшению значения, придаваемого свойствам топлива»
^ С другой* стороны, всегда возможно, что стремдевде
достигнуть более высоких к. п. д. и лучших эксплоатационных
характеристик может усилить роль некоторых свойств топлива и
сделать авиационную газовую турбину! более разборчивой в
отношении топлив.
Мы попытаемся ниже рассмотреть взаимную связь между
характеристиками топлива и двигателя, используя только
современные данные.
Топлива для газовых турбин должны обладать следующими
основными качествами:
а) топливо должно «легко перекачиваться», т. е. подвод
топлива к двигателю должен осуществляться при любых
условиях работы;
б) запуск должен пррисходить быстро, даже при наиболее
низких возможных температурах;
в) сгорание должно быть полным и устойчивым при всех
условиях;
г) теплотворная способность должна быть возможно выше;
д) зона сгорания должна быть возможно меньше;
е) продукты сгорания не должны оказывать вредного
действия на детали двигателя, особенно на камеру сгорания и
лопатки турбины;
ж) топливо, по возможности, должно быть безопасным в
обращении;
з) оно должно быть доступно в достаточных количествах.
Рассмотрим теперь значение свойств топлива для выполнения
некоторых из перечисленных требований.
Подвод топлива к двигателю '
В авиационной газовой турбине следует обеспечить подвод
топлива к двигателю в количестве от 200 до 2000 л/час при
давлениях, соответственно, от 1,4 до 55 кг/см2. Топливо не
должно оказывать вредного влияния на насосную систему, и
требуемый расход топлива должен сохраняться при понижении
температуры до самого низкого уровня, какой только может
встретиться при запуске или в полете. В газовой турбине требо*>
ванйя, связанные с низкими температурами, играют важную
роль, так как: а) турбина может запускаться быстро, что будет
поощрять эксшюатационников к отказу от «специального
ухода», применяемого для защиты поршневых двигателей от
действия низких температур, б) для турбинных самолетов
характерен полет на очень больших высотахг в) на некоторых иного-

Топлива для авиационных газовых -турбин 93
моторных самолетах будет требоваться остановка части
двигателей при полете в крейсерских условиях.
При подводе топлива могут возникнуть трудности: а)
вследствие присутствия в топливе воды, которая может вызвать
коррозию или образование льда, б) вследствие застывания
топлива при низких температурах и в) вследствие влияния вязкости
на скорость перекачивания.
Содержание воды. Вода в топливе может вызывать
неполадки вследствие коррозии в топливных насосах или вследствие
забивания фильтров образующимся льдом. Рассмотрим сначала
затруднения, порождаемые коррозией.
В первое время в авиационных газовых турбинах применялся
керосин, который предназначался главным образом для
освещения или других целей, не требующих той высокой степени
чистоты, которая нужна для применения в авиации;
содержавшиеся в керосине примеси вызывали значительные неполадки.
В настоящее время при хранении и распределении топлив для
авиационных турбин применяются меры предосторожности,
которые смягчают серьезные неполадки, вызывавшиеся водой и
загрязнениями. В число этих мер входит фильтрование топлива
перед его отпуском сквозь фильтры с металлической сеткой с
4900 отверстий на см2 A80 меш) и обычно второе фильтрование
через войлочный фильтр при заправке самолета.
Как будет показано ниже, все топлива обычно содержат воду
в растворе, которую нелегко удалить; эта вода может приводить
к затруднениям при охлаждении, топлива.
До последнего времени топливные системы, применяемые в
английских двигателях, были чувствительны к присутствию
влаги, которая вызывает ржавление и заедание скользящих
деталей, особенно деталей с недостаточно интенсивным и непре»
рывным движением. Чтобы избежать такой коррозии, в топливо
добавляли 1% смазочного масла, которое действовало главным
образом как ингибитор коррозии.
Недавние усовершенствования топливной системы,
устранившие скользящие части, которые могут вызвать неполадки,
позволили отказаться Ьт добавления масла, если в качестве топлива
применяется Керосин; единственные скользящие детали, которые
остались, — плунжеры насосов, заедание которых столь же
маловероятно, как заедание плунжеров дизельных насосов. . <
Эта проблема труднее решается для топлив со значительно
более низкой вязкостью, чем,керосин^ например для бензину.
При относительно низком давлении подачи для бензина можно
сконструировать насос шестеренчатого типа, которцй будет
работать удовлетворительно.. Повидимому, так обстоит дело э
США, где.некоторые турбинные двигатели работают на бензине
без добавления масла, : •. , м , . ... .^

94
Раздел //. Ракетное и реактивное горючее
Если давление подачи высоко и в двигателях, как это
принято в Англии, применяются поршневые насосы, то
необходимо при работе на бензине смазывать кулачки и концы
плунжеров. Это может быть осуществлено добавкой в топливо смазка
или Подводом смазки к некоторым деталям насоса. Последний
способ, очевидно, наиболее предпочтителен и, действительно,
использован сейчас в насосах для подачи бензина. Если топливо
содержит тяжелые фракции, обладающие смазочными
свойствами, то можно иногда обойтись и без отдельной смазки*
0.015
0,010
0,005
i
*
fief
зим' плотное
кипения
Бензин (влм-ню
_^
у
/\
/
L
/1/
mO.io.imma А I /
7
5
у
7
2
>
1
V
Л
/
У
Л
7
/
/
у
/
/
-у
/
Австияяятноб моем
мотност 0.863,точна
кимяш
200-300*. Юлии
1 1 1
Керосин, плотность 0,79i,
MMfVKa шипемаж ШЮ-2БО0
I I
Ю 20 30 40 50
Температура е *С
Рис. 1. РастЕОримость воды в нефтяных фракциях.
Следовательно, можно более или менее уверенно утверждать,
что в ближайшем будущем такие топлива для газовых турбин,
как бензин и керосин, не будут нуждаться в добавлении
смазочных веществ.
Другая трудность, которая может возникнуть вследствие
присутствия воды в топливе, — засорение фильтра при
замерзании в<вды. В этой связи отметим, что углеводородные топлива
обычно насыщены водой; на рис. 1 и 2 показана растворимость
воды в ряде топлив и углеводородов в зависимости от
температуры.
Важнейшей особенностью, хорошо видной на этих графиках,
является очень большое влияние температуры на растворимость.
Керосин, насыщенный влагой при нормальной температура
воздуха, содержит около 0,005% воды по весу. Охлаждение топ-

Топлива для авиационных газовых турбин
95.
лива до—10°С или до более низкой температуры приводит к
выпадению большей части этой влаги, которая может оставаться
во взвешейном состоянии или осесть, в зависимости от условий.
При расходе топлива в 4550 л/час, может замерзнуть до 0,18 л
воды в час @,004%). Если условия таковы, что топливо
подвергается длительному действию низких температур, то влага может
0,72
0.10
8
0,08
O.OB
0,04
I
0J02
as
<
<
у
Бензин+30'
——1
¦——
«мм
—¦
j
•
&Л10
——
>енз
/
луол
/
<;
L
/
,—
/
-*-
^Бензин
-25 -J5
-б 5 15
Температура е *С
25
3S
Рис. 2. Растворимость воды в бензине.
иметь тенденцию отлагаться на дне топливного резервуара, где
она приносит мало вреда или даже совсем безвредна. В
условиях более быстрого охлаждения влага останется во взвешенном
состоянии и будет уноситься топливом в двигатель.
Растворимость воды в топливе зависит от состава
последнего. Во-первых, на основании физико-химических соображений
можно ожидать, что растворимость воды в топливах данного
молекулярного типа будет возрастать с уменьшением
молекулярного веса топлива. Это иллюстрируется рис. 1, из которого
видно, что растворимость воды в бензине вообще выше, чем в
керосинах. Точно так же растворимость воды в «более тяжелых»
топливах, как, например, газойль, ниже, чем в керосине. Рис. 2
показывает, что растворимость воды может заметно возрастать
с увеличением содержания ароматических соединений; так,
добавление 30% толуола к одному сорту бензина удвоило
растворимость воды в последнем, а в бензоле растворимость воды
в десять раз выше, чем в бензине.
В табл. 1 приведена растворимость воды при 18°С в ряде топ-
лив, для которых указано также содержание в них ароматиче-

"SI
i- !¦¦
i. =, 5
8- 1
g
2 ?
s 5
3 *
* я
g ?
о. s
if
s с
II
si
X и
S со
S ca
W X
о с
о О
till!?
a 5 i
< >
SL •
1 Г
г з
* I
S 5
сч о »о сч —*
СЧ I ^ СЧ СЧ д. I СО
I ч I Г ' I
о* о"
ао* —Г О со CD*
CM CN СЧ -^
a
V V V
I I
со S о
X S iO 00
t^» СЧ CM ^"
30 00 QO 00
о" о о о о о о о о о
9S
а
со
03
о
о 2
CQ
со
•е-
о. а.
8
о
о о
О- о.
2
о
CJ.
S 8

Топлива для авиационных газовых турбин
97
ских углеводородов. Как видно из таблицы, для этих толлиа нет
ясной связи между растворимостью в них воды и содержанием
ароматических углеводородов. Для двух видов керосина с
высоким содержанием ароматических углеводородов B0,5 и
22%) растворимость воды соответственно равна 0,0043 и 0,0085,
в то время как в топливе с низким содержанием ароматических
углеводородов (8,6%) растворимость воды имеет промежуточное
значение в 0,006%. Можно предположить, что значительное
влияние на растворимость воды могут оказать тип ароматического
соединения и его молекулярный вес.
Двухходовой
.^кран для
Vy1 измерения
I расхода топлива
Змеевик 12,3 м,
погружённый
9 охлаждающую ванну
(ацетон и твёрдая С02>
Оправа фильтра с элементом
фильтра площадь* 4 34сл«2,
погруженная в охлаждающую
- Термопары для измврения
температуры топлива,
протекающего через фильтр
Рис. 3. Схема расположения устройства лля
испытания фильтров на засорение ль/: ом.
Кроме упомянутых выше затруднений, объясняющихся
коррозией, вода в топливе может вызвать засорение матерчатых
фильтров вследствие скопления льда. Это явление изучалось с
помощью аппарата,показанного на рис. 3; топливо прогонялось
насосом по замкнутому циклу, проходя последовательно по
охлаждающему змеевику и фильтрующему элементу, на котором
замерялся перепад давления. Расход через фильтр в 4,84 см2
составлял от 23,7 до 36,4 л в час, что соответствует расходу в
4550 л в час через полномасштабный фильтр. Замеры расхода
вместе с отсчетами давления и температуры производились при
понижении температуры через каждые 5—10°С. В табл. 1 даны
температуры, при которых расход падал на 20—50% по
сравнению с расходом безводного топлива при той же температуре.
Можно заметить, что засорение фильтра происходит при
температурах, во многих случаях значительно выше точки
помутнения этих топлив. Рис. 4, построенный по данным табл. 1,
показывает, что между тенденцией к засорению фильтра и
растворимостью воды существует некоторая зависимость. Чем ниже
184-7

Раздел IL Ракетное и реактивное горючее
растворимость воды в топливе, тем ниже температура, при кото
рой наступает засорение фильтра вследствие образования льда.
Условия испытания в этом аппарате являются, очевидно,
суровыми, так как здесь практически отсутствует возможность
осаждения воды (в резервуаре), т. е. вся вода остается во
взвешенном состоянии.
Было проведено также несколько опытов для того, чтобы
установить, возможно ли уменьшить засорение фильтров льдом
>
о
К0
\
О
*
\
-60
-60
-40
-30
а* -20
-70
0,003 0JJO4 0.005 0,006 0,007 0,007 0JDOS
Растворимость воды при 180С в % по весу
Рис. 4. Влияние растворимости воды на засорение фильтра льдом.
посредством: а) предварительного фильтрования топлива на
двигателе через сетчатый фильтр и б) добавления к топливу
«антифриза».
Оказалось, что засорение матерчатого фильтра наступало
позже, если топливо предварительно фильтровали через сетчатый
фильтр с 1600 отверстий на см2 A00 меш); более крупная сетка
пропускала лед, а более мелкая засорялась.
5 Засорение фильтра льдом совершенно устранялось при
добавлении в топливо от 0,5 до 1 % изопропилового спирта. Спирт
действовал как антифриз, и температура замерзания понижалась
до — 50°С и даже ниже.
Если удастся избежать засорения фильтра вследствие
образования льда, то оно произойдет при еще более низкой
температуре в результате образования кристаллов парафиновых
углеводородов. Изображенный на рис. 3 аппарат применялся для
изучения связи между засорением фильтра и определяемой обычным

Топлива для авиационных газовых турбин
99
методом температурой помутнения топлив, высушенных
фосфорным ангидридом. Результаты опытов приведены в табл. 2,
из которой ясно видно, что существует некоторая
приблизительная зависимость между температурой помутнения топлива и
температурой, при которой расход топлива через фильтр падает
на 20%.
Таблица 2
Тенденция фильтров к засорению в зависимости от температуры
помутнения сухих топлив
Топливо
Температура
помутнения
Температура
начала засты
вания (±1°С)
Температура, I Температура,
при которой при которой
расход упал расход упал
на 20% по от- на 50% по
отношению к во ношению к
величине, под-
счит. по
экстраполир, вязкое-полир, вязкости,
ти, С л~
личине, под-
счит. по экстра-
ГазоЙЛЬ 363В
Керо-газойль TL 255В . .
Керосин SR-312
Керосин 203
Керосин 201
Керосин 206
Гидрогенизированный
газойль
—7
—43
-43
—49
< — 60
<-60
<-60
-12
—46
—54
—54
<—60
<-60
<-60
—6
-43
—46
—52
<—60
<—60
<-60
—10
—44
—47
-53
<—60
<—60
<-60
Эти результаты показывают, следовательно, что
определяемую обычным способом температуру помутнения можно
использовать для оценки температуры, при которой вероятно
возникновение серьезных затруднений в подаче топлива вследствие
образования отложений веществ, входящих в состав самого топлива.
Есть значительная разница между температурами помутнения,
указанными в американских и в английских технических
условиях, — 60°С и —40°С соответственно. Повидимому, американская
цифра заимствована из технических условий на бензин; если для
бензина гарантировалась цифра в—50°С, то можно
предположить, что по меньшей мере такой же предел для температуры
помутнения нужно ввести в технические условия на топливо для
газовых турбин. Прежде английские топлива для газовых турбин
поставлялись с температурой помутнения в—60°С, но
возможность получения таких керосинов ограничена, и предельную
температуру в технических условиях затем повысили до — 40°С.
Опыт эксплоатации, вероятно, покажет, нужно ли, чтобы
температура помутнения равнялась—40°С, или —60°С, либо какой-
нибудь другой.

100 Раздел II. Ракетное и реактивное горючее
Многое зависит от того, каким температурным воздействиям
подвергаются топливопроводы. Кроме того, следует помнить, что
благодаря поступательной скорости самолета температура его
повышается. При 465 км/час это повышение может равняться
36°С, и, таким образом, при температуре окружающей среды
в — 60°С лобовые поверхности самолета будут иметь температуру
около — 30°С.
Здесь уместно будет упомянуть о влиянии содержания
ароматических углеводородов на температуру застывания.
Несколько лет назад для работы на газовых турбинах была
выделена особая партия нефтяного погона с температурой
помутнения — 65°С. Содержание ароматических углеводородов в этом
топливе равнялось 22%; так как на некоторых двигателях
возникли значительные неполадки из-за отложения нагара, то это
топливо перестали применять, и в последующих топливах
содержание ароматических углеводородов ограничили 12%.
Немедленно возникли трудности с температурой помутнения, так как
уменьшение содержания ароматических углеводородов имеет
тенденцию^ повышать температуру помутнения. Например, один из видов
осветительного керосина, который некоторое время
применялся в качестве стандартного эталона, содержит 8,6%
ароматических углеводородов, а температура помутнения его
равна —43° С.
Таким образом, можно отметить, что керосины
ароматического типа обладают тем преимуществом, что имеют низкие
температуры начала застывания или помутнения. Температуры
застывания нафтенов еще ниже, поэтому керосин нафтенового
типа имел бы самую низкую температуру помутнения.
Здесь следует упомянуть о более тяжелых топливах — таких,
как газойль. Температуры начала застывания таких топлив
лежат в Пределах от — 40°С или даже ниже и до 0°С, и,
следовательно, многие из них нельзя применять в авиационных газовых
турбинах без какого-либо устройства для подогрева. И в этом
случае наблюдается та же общая тенденция — у богатых
ароматическими углеводородами газойлей оказываются наиболее
низкие температуры помутнения. Применение добавок,
понижающих точку начала застывания, для газойлей не было особенно
успешным, так как такие добавки эффективны только для
топлива с большими молекулами.
Можно также получать из газойля с помощью
крекинг-процесса с последующей разгонкой топлива, по летучести, примерно,
совпадающие с керосинами и имеющие температуру помутнения
— 60° или ниже. Такие топлива могут быть использованы для
расширения ресурсов керосинов.

Топлива для авиационных газовых турбин 101
Эффективность сгорания
При выборе возможных топлив для газовых турбин можно
предполагать, что некоторые топлива будут гореть хуже, чем
другие, и что это может привести к неполноте сгорания и
общему понижению к. п. д. двигателя» О другой стороны, чтобы
извлечь из топлива все, что оно может дать, иногда оказывается
необходимым изменить конструкцию камеры сгорания, чтобы по-,
лучить полное выделение тепла из топлива*
Эффективность сгорания можно определить как выраженное
в процентах отношение тепла, фактически выделившегося из
данного количества топлива к теоретическому количеству тепла,
которое можно было бы получить при полном сгорании топлива.
В этой связи необходимо учитывать, что сгорание должно
быть ограничено только камерой сгорания, так как всякое
горение, происходящее за турбиной, вредно отзывается на сроках
службы турбинных лопаток, а тепло от него в значительной
степени теряется.
Существуют четыре основных метода измерения
эффективности сгорания: а) замером температуры, б) анализом газов,
в) калориметрически, г) замером тяги.
Для правильного применения первого метода необходимо
знать приблизительный состав и теплоемкости продуктов
сгорания, теплоту сгорания топлива и расходы воздуха и топлива.
Кроме того, большие трудности создает измерение высоких
температур «заторможенного слоя» (включая адиабатическое
повышение температуры, обусловленное скоростью газового потока).
Это измерение можно произвести, пользуясь экранированными
термопарами для устранения потерь от излучения; можно* также
пользоваться неэкранированными термопарами и вводить
поправки на излучение. Нужно также учитывать возможность
возникновения ошибок вследствие сгорания на поверхности термопары
и теплопроводности соединительных проводов термопар.
Обычно считается необходимым определять эффективность
сгорания в плоскости расположения турбинных сопел, где
температура и скорости неоднородны и где поэтому приходится
производить занимающее много времени измерение температур и
скоростей в различных точках сечения, и затем усреднять
результаты. Иногда ряд надлежащим образом расположенных термопар
включают параллельно и присоединяют к потенциометру, получая
таким образом усредненный отсчет температуры. Один из
способов избежания трудностей, связанных х определением
температур в различных точках сечения, заключается в
перемешивании продуктов сгорания при помощи перегородок,
выравнивающих температуры; однако этот метод не удовлетворяет поставлен-

102 Раздел II. Ракетное и реактивное горючее
ному выше требованию определения эффективности сгорания
в плоскости турбинных сопел.
Допустив некоторую неточность, можно упростить оценку,
эффективности сгорания по замерам температур, определяя эту
эффективность как отношение (в %) фактического повышения
температуры между входом в камеру сгорания и лопатками
турбины к тому повышению, которое имело бы место при полном
сгорании топлива.
Метод газового анализа применяется менее широко, чем
метод, основанный на измерении температур, но он обладает
некоторыми определенными преимуществами. Этот метод не требует
знания теплоты сгорания топлива или расходов воздуха и
топлива; он также свободен от трудностей, связанных с измерением
температур. Но он требует применения прибора для отбора пробы
газа и точного метода газового анализа. Чтобы получить из
газового анализа точное значение процентной доли потерь тепла,
необходимо выполнить полный анализ, с определением
содержания всех горючих газов, т. е. несгоревшего топлива и
углеводородов, метана, окиси углерода и водорода.
Удобно пользоваться величиной «потеря в % по СОг»,
которая определяется следующим образом:
СО2. которая получилась бы при дожигании
неполностью сгоревшего вещества в вы-
Пптрпа о о/ па СС\ хлонных газах
1 ЮТерЯ В /о ПО ^U2 COj получающаяся от полного сгорания '
топлива.
Это выражение не должно обязательно совпадать с величиной
потери тепла, но в большинстве случаев дает достаточно близкое
приближенное значение потерь, особенно для сравнения.
Следовательно, если есть возможность определить содержание СОг в
несгоревших газах, то можно получить довольно точную оценку
эффективности сгорания.
Калориметрический метод, повидимому, не применялся в
сколько-нибудь заметных размерах. Иногда, однако, вводят в
продукты сгорания заранее измеренное количество воды и
определяют конечную температуру продуктов; отсюда получаегсл
оценка эффективности сгорания. Метод измерения тяги
применялся в Германии и других странах на отдельных камерах
сгорания.
Газовый анализ. В Торнтоне был сконструирован прибор для
отбора проб газа из 16 точек. Хотя можно измерять количество
газа, притекающего из каждой точки отбора, и из каждой точки
отбора можно брать отдельную пробу, но обычно газы поступают
в смесительный коллектор, из которого может быть взята проба,
представляющая средний состав газа.

Топлива для авиационных газовых турбин 10$
В газовом анализе возникают особые проблемы вследствие
очень высоких значений отношения воздуха к топливу
(вследствие чего подлежащие анализу продукты содержатся в относитель-;
но малых концентрациях), а также из-за возможного
присутствия в газах несгоревших парюв углеводородов. Торнтонская
лаборатория пришла к выводу, что эти проблемы нельзя
разрешить, применяя обычный абсорбционный тип газоанализатора.
В 1941 г. Болдуин и Бэмфорд описали вакуумный метод
анализа газов, над развитием которого Болдуин работает в Торнтон-
ской лаборатории. В этом методе каждый компонент
определяется непосредственно фракционированной йонденсацией и
сжиганием отдельной фракции, а не косвенным методом поглощения
и определения разности двух больших величин. В качестве
иллюстрации основ метода укажем, что количество углекислого газа
измеряют, пропуская пробу через ловушку, охлаждаемую
жидким воздухом. Углекислый газ конденсируется, и после откачки
«есконденсировавшегося газа количество СОг можно оценить,
непосредственно измеряя давление в данном объеме.
Применяемый сейчас в Торнтоне аппарат дает точность в 0,005% при
определении содержания каждого из газов, в состав которых входит
углерод, и позволяет обнаружить потери при сгорании в 0,2%.
Хотя вакуумный метод является вполне надежным основным
методом, особенно для исследовательских работ, однако
оказалось также необходимым разработать нечто приближающееся
к прибору для непрерывной записи. Разработанный в Торнтоне
метод основан на том, что газ, содержащий СОг, пропускают
пузырьками через слабый раствор двууглекислого натрия; раствор
приобретает определенное значение рН, которое определяется
парциальным давлением содержащейся в газе СОг. Таким
образом, отсчетом по индикатору рН можно измерить содержание СОз
и других газов, которые можно превратить окислением в СОг.
В пределах всей шкалы прибора возможно определение
концентрации СО2 с точностью в 2%, Для определения
эффективности сгорания сперва удаляют поглотителем СО2, а затем
окисляют все несгоревшие газы на окиси меди при 1000°С;
полученную от окисления несгоревших газов СО2 определяют по
индикатору рН. При помощи этого метода можно получить оценку
«эффективности сгорания по СО2» за 10—20 мин., в то время как
при описанном выше вакуумном методе требуется около 3 час.
Если требуется большая точность, то можно отдельно
определить окись углерода после ее окисления при низкой температуре,
пользуясь вторым раствором бикарбоната, без увеличения общей
продолжительности всего определения A0—20 мин.).
Эффективность сгорания различных топлив. До сих пор нет
достаточных данных для того, чтобы сравнивать различны^

104
Раздел If. Ракетное и реактивное ёбрючее
топлива с точки зрения их эффективности сгорания. На рис. 5
приведены в качестве примера кривые эффективности сгорания
в зависимости от числа оборотов двигателя: а) кривая для
идеальных условий, когда распиливание отрегулировано так,
чтобы дать наилучшие результаты; б) более типичная для
двигателя кривая, полученная при работе на керосине; в) кривая
эффективности сгорания, которая может быть получена при
худшем сгорании топлива. В таких случаях, очевидно, требуется
ню
90
on
со
40
Hf
i
теп
/
I—-
/
I
/
/
i
^^
A
A
ч
/
r Типичная
камерой ez
¦-—
^*
Типичная thm deu»
(авиационный к
криваяд
ирония n
яядвии
ри робок
—-
та
ерос
=
"Л
тёяяснетн
е на плохом i
-
——
MINU
тплиее
¦
20 30 40 50 60
°6/мин. в % от максимаяы
70 80 SO WO
оборотов двигателя
Рис. 5. Типичные кривые эффективности сгорания.
экспериментальное исследование, чтобы установить, какое
изменение конструкции двигателя может улучшить эффективность
сгорания.
Рис. 5 иллюстрирует влияние числа оборотов двигателя на
эффективность сгорания; улучшение эффективности с
увеличением числа оборотов нужно приписать увеличению турбулизации
и улучшению распыливания. Усиление турбулизации обычно
приводит к более высокому перепаду давлений в камере сгорания,
что само по себе оказывает вредное влияние на общий к. п. д*
двигателя.
Мало что известно о механизме потерь вследствие неполноть!
сгорания. Проведенная в Торнтоне работа в камерах сгораний
малого масштаба с целью воспроизведения сгорания в
первичной зоне полномасштабной камеры, но с применением испарен*

Топлива для авиационных газовых турбин 105
ного топлива указывает на то, что потери от неполноты
сгорания не наблюдается при использовании бедных смесей, пока
отношение воздуха к топливу не превысит 30: 1; потери затем
возрастают почти линейно с увеличением отношения воздуха к
топливу, пока не наступит срыв пламени при нижнем, «бедном»
пределе состава смеси. Эти потери проявляются главным
образом в накоплении окиси углерода, — интересный результат,
истолкование которого может помочь объяснить механизм потерь от
неполноты сгорания. '.
Рассмотрение влияния свойств топлива на сгорание в газовой
турбине логично будет начать с процесса распыливания. В та
время как относительно конструкции распыливающих форсунок
накоплено довольно много сведений, особенно при помощи
метода восковых капелек Джойса, в области исследования влияния
Свойств топлива сделано очень мало. Свойства топлива, имеющие-
в данном случае значение — вязкость, поверхностное натяжение
и плотность (а также применение, за отсутствием опытных
данных, методов безразмерного анализа),— показывают, что размер
частиц пропорционален вязкости в степени 0,45 и что
поверхностное натяжение имеет ничтожное влияние. Влияние размера час*
тиц на сгорание изучалось различными лабораториями в связи с
эффективностью сгорания, срывом пламени и т. п. Влияние раз-,
мера частиц на холодный запуск будет рассмотрено ниже.
За распылением следуют нагрев и испарение частиц топливу.
Скорость испарения зависит от летучести топлива и его скрыто**
теплоты парообразования, которые, очевидно, имеют большое
значение.
Все перечисленные факторы являются физическими, а не
химическими. Факторы, определяющие воспламенение и быстроту
сгорания, тоже имеют, повидимому, преимущественно
физический характер, так как эти явления определяются главным
образом условиями смесеобразования, в частности, физическим
процессом обратной циркуляции горючих газов и «центров цепных
реакций». Можно, таким образом, заключить, что в большинстве
случаев сгорание в газовой турбине определяется физическими»
а не химическими факторами, хотя возможны исключения,
которые при дальнейшем развитии газовой турбины могут
приобрести некоторое значение.
Изучение влияния свойств топлива на сгорание можно также
вести в полномасштабных камера#*сгорания, что и
осуществляется в настоящее время. Важные Основные данные можно также
получить с помощью специальных методов; укажем, например*
на работу Ллойда в Национальном институте газовых турбин,
где задержка воспламенения топлива измерялась в потоке горя:
чего воздуха, вызывающего воспламенение [1]. Значительный

106 Раздел II. Ракетное и реактивное горючее
объем работ выполнен в Торнтоне на камерах сгорания
уменьшенного масштаба, которые обладают преимуществом в
отношении экономии воздуха и топлива. На данных устройствах можно
изучать такие явления, как потери от неполноты сгорания,
отложения нагара, длина пламени, цвет пламени и т, д., при работа
на чистых углеводородах, физические и химические свойства
которых хорошо известны или могут быть определены. Кроме
того, такие опыты можно вести на испаренном топливе, чтобы
устранить осложнения и неопределенности, вносимые процессом
распиливания, в то время как сравнение полученных при этом
результатов со сгоранием в условиях распыливания помогает
выяснить значение процессов распыливания и испарения.
Возможно применение других типов аппаратов для измерения
пределов воспламенения, скоростей распространения пламени,
температур воспламенения и влияния температур и давления на эти
характеристики.
Так, например, распространение пламени при низких
давлениях изучалось в Торнтоне в стеклянном реакционном сосуде
на гомогенных смесях. Эта работа показала, что существует
критическое давление, ниже которого распространение пламени
невозможно, и что это давление почти одинаково для всех
исследованных углеводородных топлив.
Рассмотрим теперь некоторые практически важные вопросы,
а именно — срыв пламени, эффективность сгорания,
интенсивность сгорания, длину пламени, детонацию и отложение нагара.
Срыв пламени. Значительные трудности возникли вследствие
угасания пламени, особенно на высоте, в условиях меняющейся
нагрузки. В условиях низких давления и температуры воздуха,
а также давления подачи топлива, распыливание и
смесеобразование ухудшаются, и быстрое изменение нагрузки может
привести к образованию ненормально бедных или богатых зон, что
может вызвать угасание пламени.
Часть воздуха обычно подается в первичную зону через зави-
хривающие лопатки, которые вызывают обратное движение
воздушного потока вдоль оси камеры сгорания (рис. 6). Согласно
общепринятому мнению, эта зона обратного движения,
которая направляет горючие газы назад к поступающему топливу,
обеспечивает поддержание устойчивого пламени. Можно
предположить, что в некоторых условиях обратно протекающий газ
может оказаться недостаточна горячим, чтобы вызвать
воспламенение; это может происходить от слишком бедного состава
смеси или от неполноты сгорания, обусловленной недостатком
времени для его завершения. Слишком малая скорость
испарения или сгорания может обусловливать неполноту сгорания.
Если поступающая топливо-воздушная смесь находится вне

Топлива для авиационных газовых турбин
107
яределов воспламенения или требуемая температура
воспламенения слишком высока, произойдет угасание пламени. На изучение
факторов, влияющих на угасание пламени, направлены
значительные усилия; в различных лабораториях изучаются влияния
Струя распылённом топлива,направляющая
' топливо на стенку камеры сгорания
Отверстия для третичного
Л (разбавляющего) воздуха
устройство для
первичного воздуха
Перегородка с добавоч
для первичноговоздуха интвнсивнои щр6упент
ности с обратным п
и топливу
Схема
типичного
распределения
смеси по составу
* сечении
воздуху
Отношение воздуха к топливу.
от M до 20
owZOboZb
отЯдоЗО
отЗОдоЗд
Рис. 6. Воздушный поток и схема распределения
топлива в типичной камере сгорания.
АдС- испаренное топливо
АВ'С- распыленное топливо
Отношение воздуха к топливу
Рис. 7. Типичные кривые срыва пламени.
давления и температуры воздуха и распыливания в отдельности.
До сего времени в Торнтоне проведены некоторые простые
эксперименты для изучения различий между топливами в
отношении срыва пламени при бедных смесях.
В этой связи следует отметить, что если угасание пламени
яри бедных смесях может происходить в двигателях с
отдельными камерами сгорания, то в некоторых двигателях с кольце-

Раздел /I. Ракетное и реактивное горючее
выми камерами сгорания срыв пламени иногда обусловлен пере*
обогащением.
На рис. 7 показан метод изображения пределов стабильности
при различных расходах воздуха путем нанесения расхода
воздуха в зависимости от отношения воздуха к топливу при
определенных условиях. Такую кривую получают, меняя отношение
воздуха к топливу при данном расходе воздуха и определяя составы
богатой и бедной смесей, при которых происходит угасание
пламени. Таким образом, в области, лежащей внутри этой кривой,
сгорание устойчиво.
В полномасштабной камере сгорания оказалось вообще
невозможным исследовать срыв пламени при богатой смеси
вследствие опасности перегрева, и поэтому внимание исследователей
было сосредоточено на изучении срыва пламени при бедных
смесях, т. е. на правой части (ABC) кривой рис. 7. Такая кривая,
показывающая непрерывное расширение предела стабильности
при бедных смесях по мере уменьшения расхода воздуха,
получается при газообразном топливе, например таком, как бутан или
испаренный керосин. Но при работе на распыленном топливе
кривая загибается книзу, как показано на рис. 7, и идет
приблизительно по линии постоянного расхода топлива В' С.
Повидимому, на участке АВ скорость воздуха, расход топлива
и давление достаточно высоки, чтобы получить довольно
хорошее распыливание. Однако по мере приближения к точке В
расход топлива, при котором происходит срыв пламени,
становится все меньше, пока, наконец, не будет достигнут расход,
ниже которого распыливание слишком плохо, чтобы могло
продолжаться горение. При таком положении кривая предела
устойчивости сгорания пойдет приблизительно по линии постоянного
расхода топлива В' С
Эти явления представлены на рис. 8, который дает
результаты исследования срыва пламени по ряду топлив, полученные в
полномасштабной камере сгорания в наземных атмосферных
условиях при ^температуре воздуха около 30°С, при низких
расходах воздуха.
Эти результаты можно рассматривать как иллюстрацию
общего влияния характеристик топлива на срыв пламени.
При более высоких расходах воздуха между различными топ-
ливами наблюдаются различий, которые мы в настоящий момент
объяснить не можем. Эти результаты определенно не соответ-t
ствуют порядку изменения летучести или вязкости топлива.
Интересно, что при этих, относительно высоких, расходах воздуха
авиационный керосин имеет более высокий предел срыва
пламени на бедных смесях, чем изопарафиновые топлива, изооктан и
«безопасные- топлива». Необходимы, очевидно, дальнейшие не*

Топлиса Оля авиационных газовых турбин
следования, чтобы установить, не влияют ли в этих услозиях на
срыв пламени на бедных смесях какие-либо химические
факторы.
Легче объяснить порядок, в котором располагаются топлива
по качеству при низких расходах воздуха, когда определяющим
фактором становится плохое распиливание. Можно ожидать,
*г/сек.
/.8/2
I
Пределы устойчивого сгора
ния при бедных смесям
— номера 1.35/84 для
жидких томив
— ± камера 135,84для
газообразного бутана
с удаленным завихрите-
пем Газы выходят из
намеры сгорания под
атмосферным Заиление*
пиния постоянной года-
чи топлива в ФУ"т/еяс
1586
1.359
1,133
0,306
0,680
0,453
0,227
S00 WOO V00 Z.000 2.500 3.000
Общее отношение воздуха к топливу
Рис. 8. Предел устойчивости сгорания при бедных
смесях в отдельной камере сгорания.
что в этих условиях увеличение летучести должно повысить
предел устойчивости сгорания на бедных смесях, поскольку, как
показано на рис. 8, очень значительное повышение этого
предела получается при полностью испаренном топливе. На рис. 9
нанесен минимальный критический расход для каждого из
рассмотренных топлив в зависимости от температуры 10-проц.
выкипания, и, как видно, между этими величинами имеется
определенная связь.
Отсюда можно заключить, что в условиях, при которых
определяющим фактором становится плохое распыливание,
улучшение летучести будет полезно. Например, срыв пламени на
бензине получится при более бедных смесях, чем на керосине, а
керосин будет лучше газойля.

I to
Раздел II. Ракетное и реактивное горючее
Нужно, впрочем, подчеркнуть, что конструктивные факторы
могут оказать решающее влияние на расширение предела срыва
пламени на бедных смесях при низких расходах
воздуха,—например, путем улучшения распыливания.
Отложение нагара
Образование нагара в камерах сгорания служит признаком
неудовлетворительности условий сгорания, хотя это не обяза-
' тельно должно предполагать
низкую эффективность
сгорания. Возможны три
важных последствия отложения
нагара: а) местный перегрев
и коробление камер
сгорания, б) эрозия турбинных
лопаток, вызываемая
кусочками нагара, которые
отламываются от стенок камеры
сгорания и уносятся в
двигатель, в) засорение
турбинных сопел кусками нагара.
Общеизвестно, что с
увеличением содержания в
топливе ароматических
углево200
150
100
50
0
/
/
s
о
0,0008 0,0010 0.0012 0.0014
0,000362 0,000453 0JDO0S44 0.000634
Минимальный критический расход топлива
Рис. 9. Влияние летучести топлива
на срыв пламени.
дородов отложение нагара
имеет тенденцию
увеличиваться. Это открытие много
лет назад было уже
сделано по отношению к осветительному керосину, который вообще
должен иметь низкое содержание ароматических углеводородов.
Выше уже упоминалось о неполадках из-за отложений
нагара, возникших при сжигании одной партии авиационного
керосина, содержавшего 22% ароматических углеводородов. Эти
неполадки носили серьезный характер в одной конструкции
двигателя, в то время как в других конструкциях при работе на этом-
тодливё особенных трудностей не было. Таким образом, с
самого начала отчетливо выступает тот факт, что затруднения
вследствие отложений нагара при работе на топливах с высоким
содержанием ароматических углеводородов ни в коем случае
нельзя считать неизбежными; эти трудности зависят от
конструкции двигателя. Есть основания считать, что большинство
английских турбинных двигателей, если не все, относительно
мало чувствительны к неполадкам вследствие отложений
нагара при работе на топливах с высоким содержанием ароматиче-

Топлива для авиационных газовых турбин
11*
ских углеводородов; однако такие неполадки могут все же
возникать при плохой регулировке или неправильной эксплоатации.
Есть, кроме того, основания думать, что образование нагара
усиливается с повышением давления, и поэтому, тенденция,
направленная к повышению давления, может усугубить
трудности, вызываемые нагаром.
Таким образом,
необходимо еще определить
склонность топлива к на-
гарообразованию, что
может быть удобно
выполнено в полномасштабной
отдельной камере сгора-|
ния. |
В Торнтоне были про-^
ведены опыты в полно-*
масштабной камере в ус-1
ловиях, усиливающих ot-j
ложение нагара;
расход воздуха равнялся
227 г/сек., отношение
воздуха к топливу составляло
50 : 1; продолжительность
опыта равнялась 1 часу.
На рис. 10 вес отложений
нагара нанесен в
зависимости от содержания
ароматических углеводородов
для четырех сортов
топлива для авиационных
турбин (подробнее см.
отложение нагара при
о
л
8
6
4
С
э SR 3J * 1% мае
& Авиационный нщ
» Иеросин 201*1'
з Топливо 2О6(гт
: •
1 "
!
s
па
росингиэ+r/,
% масла
п1Р.)+1%ма
У
*
i
1
i
;
масла
ж
Л
г
г
5 Ю 15 20 25
Содержание ароматиков в % по весу
Рис. 10. Влияние содержания
ароматических углеводородов на отложгчие
нагара.
табл. 1). Как и предполагалось,
сжигании двух сортов керосина,
содержащих свыше 20% 'ароматических углеводородов, почти в два
раза выше, чем при сжигании керосина, содержащего немного
менее 10% ароматических углеводородов.
Топлива 201, 203 и SR-312 имели одинаковую
характеристику разгонки в то время как топливо 206 имело температуру
начала кипения 87°С, низкую по сравнению с температурами
кипения других топлив, которые лежали в пределах от 148 до l»b u
Малое отложение нагара при сжигании топлива 206 наводит
на мысль что отложение нагара можно уменьшить, понижая
температуру начала кипения топлива; это заключение
подтверждается результатами, полученными в лабораториях фирмы.
«Шелл» в Эмеривилле.
Опыты в Эмеривилле велись с газотурбинной камерой
сгорания уменьшенного масштаба с различными видами топлив. Была

112 Раздел //. Ракетное и реактивное горючее
установлено, что при сжигании одного типа углеводородов
отложение нагара увеличивалось с уменьшением летучести и что
парафины лучше нафтенов, которые, в свою очередь, лучше
ароматических углеводородов. Было также установлено, что
ароматические углеводороды с боковыми парафиновыми цепями
лучше ароматических углеводородов без боковых цепей.
Следующая формула, выведенная из данных этих опытов, выражает
связь между отложениями нагара, отношением С : Н и
температурой 10-проц. выкипания:
отложение нагара
= lg ( c~Cl) + р- — с*>
где clt с, с3 и с4 — константы.
Эта формула показывает, что отложение нагара имеет
тенденцию усиливаться с увеличением отношения С : Н (т. е. у
ароматических топлив) и что снижение температуры 10-проц. выкипа:
лия уменьшает отложение нагара.
Имеющиеся данные указывают, что если сера содержится
в пределах нормы, то ее влияние на отложение нагара много
меньше, чем влияние содержания ароматических
углеводородов.
Следует подчеркнуть, что так как ограничение содержания
ароматических углеводородов в керосинах влечет за собой
ограничение топливных ресурсов, создание камер сгорания,
нечувствительных к содержанию ароматических углеводородов, было
бы весьма выгодно.
Температуры камеры сгорания. Много усилий затрачено на
увеличение срока службы камер сгорания. Повидимому,
считается установленным, что коробление стенок камер сгорания
и образование в них трещин следует приписать главным
образом перегреву от местного переобогащения смеси наряду с
переохлаждением тех же участков камеры вследствие
несимметричности воздушного потока вокруг камеры сгорания снаружи.
Необходимо рассмотреть, может ли топливо оказать какое-либо
влияние на это явление. Очевидно, что наиболее важным,
подлежащим исследованию фактором будет при этом содержание
ароматических углеводородов в топливе, так как из опыта
работы поршневых двигателей известно, что топлива с высоким
содержанием ароматических углеводородов сгорают при
несколько более высоких температурах пламени, что приводит к
некоторому повышению температуры головки цилиндра. В Торн-
тоне были проведены опыты по сравнению двух топлив с
различным содержанием ароматических углеводородов в отношении
их влияния на температуру камеры сгорания.

«о
I
I
f
}
I
700
$00
500
400
300
200
WO
о
°o°
о и
4
X
;:
=.
A
о
0
3
•
в
8'
.— SR312
Авиационный
"~ керосин 201
/
/
/
/1
f/
*
С
f
?
f
D '
с
с
с
r
0
()
О
Поясогт
mpemuQi
fecoeoLi расход вози
ФУнт/сек. ьОтношен
юздуха нтопливу
?
F
! Sa
л
——¦
ЭЯГЛ
mm ¦—
ухо
не
60.1
*-У
^ ¦*¦
ИЛЛ/1
В,Спо Зтсрм
)д120°-\ 1
?/ /то А терли
поо w
нрстийдл
шовоздук
я4
Df -
¦—i—1
0 *
И'
опары
тары
8
Ю
/2 14 дюймы
0 5 10 15 20 25 30 35 см
Расстояние вдоль оси камеры сгорания
Р и с. 11. Сравнение температур камер сгорания при сжигании
различных топлив.

114
Раздел If. Ракетное и реактивное горючее
В стенках камеры сгорания было установлено шестнадцать
термопар, что давало возможность сравнения температур
стенок при идентичных условиях работы на двух топливах: SR-312
(содержание ароматических углеводородов — 8,6%) и
авиационном керосине 201 (содержание ароматических
углеводородов—22%).
На рис. 11 показаны поперечные сечения камеры сгорания
А, В, С, D, Е и F, в которых замерялись температуры. В
каждом сечении производилось три или четыре замера. Эти замеры
заметно отличались друг от
друга, но на графике (рис. 11)
для каждого сечения нанесены
средние величины, полученные
из результатов этих замеров
для каждого топлива. График
показывает, что температура
повышается вдоль камеры
сгорания до отверстий подвода
третичного воздуха, где
температура падает вследсгвие
охлаждения продуктов сгорания
разбавляющим их воздухом.
Следует отметить, что
график рис. 11 указывает на
малую разницу между обоими
топливами, содержащими 8,6 и
22% ароматических
углеводородов в условиях проведенного
опыта.
С теми же двумя топливами
проводились опыты, в ходе
которых изменялось общее
отношение воздуха к топливу путем
регулирования расхода топли-
700
600
500
400
200
100
керосин
МамшЛат
50
срорария
70
80
— повесу
100
Рис. 12. Влияние отношения
воздуха к топливу на температуру
камеры сгорания. Весовой расход
воздуха 1 фунт/сек. @,4^54 ягг/сек.), камера
FN., 1,35/84.
ва Результаты этих опытов показаны на рис. 12, где отчетливо
выявляется связь между составом смеси или подводимым
количеством тепла и температурой камеры сгорания; при более
богатых смесях, как уже отмечалось, разница между топлива-
ми была незначительной. При более бедных смесях топливо с
22-проц. содержанием ароматических углеводородов давало
более высокие температуры, например на 100° С выше, при
отношении воздуха к топливу 80: 1.
Впрочем, поскольку эта разница в температурах
наблюдается при таких отношениях воздуха к топливу, когда температуры
относительно низки, то она, возможно, не имеет практического
значения.

Топлива для авиационных газовых турбин Н5
Описанные выше опыты проводились с чистой камерой сп>
рания. Влияние покрывающего стенки нагара было исследовано
на камере сгорания, предварительно, перед замером температур,
работавшей в условиях, приводящих к отложению нагара. Было
обнаружено, что температура постепенно понижается на тех уча
стках камеры сгорания, где образовывался нагар; например, по
показаниям одной из термопар, температура упала с 640° до
340° С. Такое понижение температуры стенки, вызываемое малой
теплопроводностью слоя нагара, может привести к
возникновению местных напряжений от чрезмерного температурного
градиента между чистыми участками и участками, покрытыми нагаром.
Действительно, при этих опытах произошло коробление камеры
сгорания вокруг участка стенки, на котором отложился нагар;
Интенсивность сгорания и длина пламени
Скорость выделения тепла непосредственно влияет на
размеры камеры сгорания, которые должны быть как можно меньше,
чтобы снизить габариты и вес двигателя. Таким образом,
задача состоит в достижении высокой интенсивности сгорания
при минимальных турбулентности и потерях от неполноты
сгорания. Мы располагаем очень малым количеством данных о
влиянии различных топлив и их свойств на размеры пламени, хотя
исследование этого вопроса ведется и в настоящее время.
На длину и цвет пламени сильно влияет состав смеси. При
этом есть также основание считать, что, поскольку речь идет
о длине пламени, влияние состава смеси имеет скорее
физический, чем химический характер.
По данным некоторых исследований, свечение пламени пг
свидетельствует непосредственно о горении, и, следовательно,
визуальное наблюдение длины пламени может ввести в
заблуждение.
Для того чтобы установить, где действительно кончается
горение, разработано особое приспособление с использованием
«водяного зонда»; из конца зонда, положение которого вдоль
камеры можно изменять, распыливается в поперечном сечении
камеры вода. Когда вода распыливается в «инертные» продукты
сгорания, наблюдается одинаковое понижение температуры,
вызванное охлаждающим эффектом воды, независимо от того,
какое положение занимает зонд. Когда зонд входит в зону, в
которой происходит сгорание, наблюдается резкий охлаждающий
эффект вследствие прекращения сгорания.
Шум и детонация. Часто наблюдается, что в определенных
условиях в камерах сгорания газовых турбин возникает весьма
значительный шум, сопровождающийся колебаниями давления.
Наблюдения указывают на то, что этот эффект, возможно,.
8*

146 Раздел //. Ракетное и реактивное горючее
возникает вследствие работы в критических условиях,
неустойчивых в смысле состава смеси; в результате наступают быстрые
колебания пламени, причем его длина изменяется в широком
диапазоне, что вызывает значительный шум. Неизвестно, в какой
степени влияет на это явление применение различных топлив;
можно предполагать, что оно в значительной степени
определяется физическими, а не химическими факторами.
Весьма вероятно, что другой взрывной вид сгорания
вызывается самовоспламенением «мешков» обратно движущейся
горючей смеси при определенных условиях давления и
температуры. Такое явление было бы аналогично детонации в
поршневом двигателе, где последняя часть заряда в «кармане»
нагревается сжатием до самовоспламенения. На такое явление
оказывали бы действие химические факторы, например антидетона-
ционные добавки. Нужно еще установить, может ли
действительно возникать детонация в процессе сгорания в газовой
турбине.
Теплотворная способность. В первые годы своего развития
газовая турбина отличалась высоким расходом топлива; этот
недостаток усиливал важность величины теплотворной
способности топлива. Необходимо различать теплотворную способность,
отнесенную к единице объема, и теплотворную способность,
отнесенную к единице веса. Если фактором, ограничивающим
запас топлива, будет объем баков, как на истребителе, то важ-
ца теплотворная способность на единицу объема; и в этом
случае увеличение объемной теплотворной способности приведет
к соответствующему увеличению радиуса действия истребителя
вплоть до некоторого предельного общего веса нагруженного
самолета вследствие увеличения веса, сопутствующего
увеличению объема топлива. С другой стороны, если решающим
фактором будет более обычное требование определенного
отношения веса топлива к весу полезной нагрузки, то критерием
окажется теплотворная способность на единицу веса топлива.
В этом случае можно добиться некоторого увеличения полезной
нагрузки. Например, на гипотетическом самолете для дальних
полетов с турбовинтовым двигателем при полете на крейсерском
режиме со скоростью 685 км/час на растоянии в 3220 км
увеличение теплотворной способности единицы веса на 10% может
дать увеличение полезной нагрузки, при благоприятных
условиях, до 25%:, при условии, что на самолете имеется достаточный
объем баков.
. Теплотворная способность углеводородных топлив связана
вообще с их удельным весом; по мере увеличения удельного веса
теплотворная способность на единицу веса топлива снижается,
а теплотворная способность на единицу объема повышается.

Топлива для авиационных газовых Турбин
117
Следующая формула, предложенная Крэго, дает возможность
подсчитать высшую теплотворную способность с достаточ*
ной для большинства случаев точностью.
Высшая теплотворная способность = 12 520 — 2100 d2 ккал/кг,
где d — уд. вес при 15,5° С/15,50 С.
Эту формулу можно также написать в следующем виде:
высшая теплотворная способность = 12 520 rf — 2100 dz ккал/л.
Эти уравнения, применяемые к чистым углеводородам и к
их смесям, выражают отмеченную выше зависимость; Второе
уравнение кубическое и дает максимальное значение при*/=~1,4.
Нужно, однако, отметить, что теплотворная способность
ароматических углеводородов обычно процентов на 5 ниже, чем давае-
мая приведенными формулами, как для единицы веса, так и для
единицы объема. ; i '
Табл. 3 показывает, что та же тенденция наблюдается в
применяющихся на практике топливах. В таблице теплотворные
Таблица 3
Топливо
Авиационный бензин, сорт
100/130
Бензин автомобильный
(среднее)
Изододекан
Топливо по спецификации
RDE/F/Ker
Дизельное топливо, англий
с кое (гл. образом парафи-
нистое)
Газойль
Легкое дизельное топливо
Тяжелое дизельное топливо
Мазут румынский
Тетралин (тетрагидронафта-
лин)
Дизельное топливо
румынское . . . .
Котельное топливо
Крекинг-мазут Вентура —
Калифорния. ......
Крекинг-мазут- Зап. Техас
Удельный
вес
0,720
0,740
0,771
0,810
0,848
0,850
0,670
0,910
0,924
0,970
0,949
0,973
1,013
1,08
Теплотв. способность
(низшая)
кксицкг
10 513
10 486
10 403
10 303
10 386
10 136
10 020
9 980
9 847
9 659
9 859
9 387
8 943
ккал'л
7 582
7 766
8 019
8 348
8 815
8 617
8717
9 066
9 109
9 370
9 359
9 612
9 509
9 659
Отношение к топливу
по спецификации
RDE/F/Ker
на 1 кг
1,021
1,019
1,009
1
1,008
0,9836
0,9722
0,9684
0,9560
0,9380
0,9570
0,9585
0,9120
0,870.
0,9081
0,5290
0,9605
1
1,054
1,032
1,04*
1,088
1.0Э0
1,121
1,120
1,1514
1,140
1,1580

118
Раздел II. Ракетное и реактивное горючее
способности даны не только в ккал/кг и ккал/л, но также и в виде
отношений соответствующих величин для этих топлив и для
топлива, удовлетворяющего техническим условиям RDE(F) Кег.
Самое тяжелое топливо, крекинг-мазут, с удельным весом 1,08
имеет теплотворную способность на 15,8% больше, чем топливо
RDE(F) Кег, по объему и на 13% по весу. В противоположном
конце находится бензин с октановым числом 100/130,
теплотворная способность которого меньше, чем у топлива RDE(F) Кег, на
9,2% по объему и больше* чем у RDE(F)Ker, на 2,1% по весу.
Очевидно, некоторые
из более тяжелых
топлив, приведенных в
таблице, можно
исключить из числа топлиз
для авиационных
газовых турбин из-за
слишком высокой темпера-
200
w
960
МО.
120
100
? «I
60
(
i
Л/
/
tecoe
A,277
юзду
SSP2
ад
сяойшдуха Ь^ФУня/сек
к) /р»шлплплтипп
)'С
/
206
/
$лгт.
201
у
/
у
/
/
/
203
туры
ния.
начала застыва-
Холодный запуск
ю
20
30
40
50
0.7 1,4
42
2J 2.8 3.S
Давление топлива
Рис. 13. Влияние летучести топлива на
пусковые характеристики.
Легкость
воспламенения струи
распыленного топлива зависит
от ряда факторов, а
именно: а) Фт степени
^_^__ распыления, б) от
лево ъ^Ьюймь гучести топлива, в) от
расположения
источника зажигания, г) от
характера источника
зажигания, д) от темпе-
ратурных условий, е) от
отношения первичного воздуха к топливу и ж) от скоросги воз
духа.
Очевидно, что характеристики топлива прямо сказываются
на а) и б), в то время как другие факторы могуг также влиять
на относительное качество различных топлив в отношении
холодного запуска. Например, влияние летучести и распыления может
быть гораздо меньше при зажигании от «факела», чем при
зажигании искрой. Небольшое число опытов, проведенных в Торнтоне
для изучения пусковых характеристик топлив, относится к
обычной камере сгорания с искровым зажиганием, которое,
может быть, имеет тенденцию резче выделять различия между
качествами топлив в отношении запуска.

Топлива для авиационных газовых турбин
119
50
10
\
N Авиационный
v N^ керосин
В этих опытах легкость запуска оценивалась по давлению
подачи топлива, необходимому для начала воспламенения, при
данных пределах расхода воздуха. Полученные результаты
показаны на рис. 13, на котором минимальное давление подачи
топлива, необходимое для воспламенения при данном весовом
расходе воздуха и температуре запуска, нанесено в зависимости
от температуры 10-проц. выкипания.
Можно отметить здесь
Приблизительно ЛИНеЙ- Температура начала застывания
ную зависимость, т. е.
чем ниже температура
10-проц. выкипания, тем
меньше требуемое для
запуска давление и тем
легче запуск.
Между вязкостью и
летучестью
углеводородов существует общая
зависимость: чем
больше летучесть, тем ниже
вязкость; поэтому
иногда трудно разделить
влияние этих двух
факторов на
воспламеняемость и сгорание. В
рассматриваемом случае
есть основания
полагать, что влияние
вязкости было
относительно невелико, и,
следовательно, рис. 13
показывает в основном
влияние летучести.
Рассматривая рис.
14, на который
нанесена вязкость ряда топ-
лив в зависимости от температуры, можно видеть, что при
30°С авиационный керосин имеет вязкость порядка 1,5 санти-
стоксов. У форсунок завихривающего типа в камере завихрения
получается потеря давления, которая, очевидно, будет возрастать
с увеличением вязкости топлива; таким образом, здесь имеется
тенденция к ухудшению распыливания с возрастанием вязкости.
Это ухудшение, повидимому, начинается при вязкости около
10 сантистоксов, и может оказаться необходимым назначить для
вязкости топлива верхний предел в 15 сантистоксов; однако
такой предел, конечно, будет зависеть от конструкции форсунка,
I
0.6
\
\
\
\
\
Бензин
ВАМ 100/4
-60
-51
-40
-40
-20
-29
0
-18
го
-7
40
4
60
76
80
27
100'F
38'С
Рис. 14. Диаграмма зависимости
вязкости от температуры.

120
Раздел II. Ракетное и реактивное горючее
и с усовершенствованиями в этой области это требование может
стать менее жестким.
Рис. 14 показывает, что если принять вязкость в 15 сантнсто-
ксов за допустимый верхний предел, то газойль не будет
удовлетворительно распыливаться при температуре —7°С
(приблизительно), в то время как авиационный керосин SR-312 будет
давать удовлетворительные результаты до — 40° С. Авиационный
керосин 201 будет удовлетворительно распыливаться даже до
еще более низкой температуры (около —60° С).
Очевидно, что бензины вообще обладают такой низкой
вязкостью, что их удовлетворительное распыливание должно быть
возможно при любой
температуре.
Пожарная опасность
Одно из главных
преимуществ газовой
турбины в ее нынешнем
виде состоит в том, что
она может
использовать топливо с низкой
упругостью паров,
которое можно назвать
«безопасным
топливом». Это
преимущество, за одним-двум я
исключениями,
подтверждено опытом зксплоа-
тации.
Рассматривая
относительную безопасность
различных топлив,
необходимо различать
пожары, возникающие от
трех разных причин:
а) от воспламенения паров пролитого топлива находящимися
поблизости искрой, пламенем или раскаленной нитью;
б) от попадания топлива на поверхность, достаточно
горячую, чтобы вызвать самовоспламенение;
в) от загорания топлива в баке вследствие наличия в нем
воспламеняющейся смеси паров топлива с воздухом,
поджигаемой либо зажигательной пулей, либо «статическим» разрядом.
Рассматривая первый вид воспламенения, который может
чаще всего произойти при аварии самолета, когда большое
количество топлива оказывается пролитым на земле и на поверх-
12
Ю
8
6
2
0
В середин
т2&.4мм,нагоеоа-
емок $лентричесним током,
вылили Юсм* топлива
\Иуюктан
-Е
20
.V
30
2!=
цион
шВА
40
йг
М1(Н
безопасное топливо
TL22B —
в-.
/3
50
Неро
шн$
60
1312
hi
1*\
11
•
70
л,
ее
Температура поверхности в °С
Рис. 15. Зависимость запаздывания
воспламенения от температуры поверхности.

^ Топлива для авиационных газовых турбин 121
ности крыльев, нужно, повидимому, признать решающим
фактором летучесть топлива. В Торнтоне провели работу по
этому вопросу, применяя простое устройство, в котором
определенное количество топлива выливается на плоскую поверхность,
поддерживаемую при заданной температуре. Воспламенение
происходило от близко расположенной накаленной
электричеством проволоки, и замерялось запаздывание воспламенения
по отношению к моменту выливания топлива. Полученные для
ряда топлив результаты показаны на рис. 15, на котором время
до воспламенения нанесено в зависимости от температуры
«поверхности».
Из рис. 15 ясно, что температура «поверхности» указывает
очень важное влияние на запаздывание воспламенения. В самом
деле, ниже некоторой температуры воспламенение менее летучих
топлив вообще не происходит, как, например, при испытании
керосина и «безопасных топлив». Такое различное поведение
топлив имеет большое значение для пассажиров и экипажа
самолета в случае аварии.
Порядок, в котором располагаются топлива по
воспламеняемости на рис. 16, приблизительно соответствует их летучести.
Этого и следовало ожидать, так как воспламенение должно
наступать, когда упругость паров топлива вблизи источника
зажигания достигнет нижнего предела воспламенения. То же
самое относится к обычному определению точки вспышки,
которая по существу представляет собой меру температуры, при
которой пары топлива достигают упругости, дающей
воспламеняющуюся смесь; порядок величины этой упругости
7—10 мм рт. ст.
Следовательно, можно ожидать соответствия между
упругостью паров и точкой вспышки топ лив, что и подтверждает рис. 16.
Интересно также отметить, что есть некоторая связь между
температурой 10-проц. выкипания и точкой вспышки, как
показано на рис. 17.
Приведенные данные указывают, таким образом, на то, что
точка вспышки, упругость паров и температура 10-проц.
выкипания могут применяться в качестве меры относительной
воспламеняемости топлива в условиях, отмеченных выше в пункте а).
Нужно, однако, подчеркнуть, что невозможно называть одно
топливо «безопасным», а другое «небезопасным», так как любое
топливо можно заставить воспламениться, если оно попадет на
поверхность, достаточно горячую, чтобы повысить упругость
паров топлива и таким образом создать воспламеняющуюся смесь
паров и воздуха. Существуют только различия в
воспламеняемости.
К этому пункту имеет отношение и вопрос о скорости
распространения пламени, когда уже произошло воспламенение;

vn
Раздел II. Ракетное и реактивное горючее
чем выше упругость паров, тем быстрее будет происходить
распространение пламени.
Указанный в пункте б) вид воспламенения может произойти
в поршневом двигателе, когда топливо или масло попадает на
выхлопной коллектор, и можно себе представить, что оно также
может иметь место, когда топливо или масло придет в
соприкосновение с турбинными лопатками на самолете с газовой турби-
г.о
\
Авиационный бензины
, (приблизительно)
X
Л
\
\
• Топливо типа JP2
V
\
безопасные
топлива.
Г
toot
ины
ойл
\
\
300
200
s
100
—у
/
/
/лвиационнъ
v\
пли»
в
/
Квр
*/
/\
Газойли
эсш
^Безопасные
Q Шипп W?
w
•40-20 0 20 40 60 80 100 120
Точна вспышки в °С
Рис. 16. Связь между
летучестью (упругостью паров) и
воспламеняемостью (точкой
вспышки).
40 0 40 80
Точна вспышки в "С
120
Рис. 17. Связь между температурой
выкипания и воспламеняемостью
(точкой вспышки).
ной. Этот вид воспламенения изучали в Торнтоне методом
направления капли топлива на горячую пластинку, нагреваемую
электрическим током; при этом температуру пластинки можно
было регулировать. Приводимая ниже таблица дает температуры
воспламенения ряда топлив и масел, могущих представить
интерес.
Приведенная таблица показывает общую тенденцию к
понижению температуры воспламенения с повышением
молекулярного веса топлива и понижением упругости паров. Другими
словами, порядок, в котором нужно было расположить упомянутые
выше топлива по воспламеняемости, нужно перевернуть при
рассмотрении воспламенения от горячей поверхности.
Температура воспламенения керосина оказывается немного ниже, чем

Топлива для авиационных газовых турбин 123
бензина, а температура воспламенения смазочных масел
значительно ниже. В связи с этим напомним хорошо известный факт,
что многие пожары поршневых двигателей произошли от
воспламенения смазочного масла.
Из приведенных выше цифр, повидимому, следует, что
температура самовоспламенения авиационного керосина может
оказаться в пределах существующих температур турбинных
Топливо или масло
Масло DED 2472В
Масло DTD 44 D
Гидрогенизированный газойль. •.
«Безопасное» топливо сорта
100/130
Авиационный керосин (SR-312)..
Бензин (ВАМ 100D)
Минимальная
температура
воспламенения, °С
355
430
595
630
650
725
лопаток, в то время как для бензина она окажется выше этих
температур.
Что касается возможности взрыва в топливном баке, то
опасность образования взрывчатой смеси в топливном баке
гораздо больше в жаркую погоду для керосина, чем для
бензина. В прохладную погоду опасность примерно одинакова, в то
время как в очень холодную погоду (температура у земли 0°
или ниже) такая опасность для керосина отсутствует, а для
бензина — значительна.
Эту опасность можно устранить, применяя метод заполнения
пространства над поверхностью топлива инертным газом.
Из сказанного можно заключить, что «безопасность» топлива
нужно рассматривать в связи с характером пожарной опасности.
Керосин «безопаснее» бензина, если характер опасности такой,
как в п. а), но менее безопасен в случае опасности, как в п. б)
или в). Большей частью опасность а) считается наиболее
серьезной, и, следовательно, топлива с низкой летучестью
имеют преимущества.
Возможность получения турбинных топлив
В первых опытах Уиттля топливом служил керосин. Керосин
нашел широкое применение впоследствии и для авиационных
газовых турбин, так как по своим свойствам он подходит для этих

124 Раздел //. Ракетное и реактивное горючее
целей (низкие температуры начала застывания, низкая
стоимость, высокая теплотворная способность на единицу объема
и относительная безопасность по сравнению с бензином).
Существовало мнение, что керосин можно будет получать в
неограниченном количестве, но это далеко не так.
Керосин, как известно, представляет фракцию, получаемую
при разгонке нефти, промежуточную между бензином ц
газойлем. Из общей добычи нефти получается только 5—6% керосина,
в то время как производство бензина составляет от 40 до 50%.
Следующая фракция, газойль, также производится в
относительно малых количествах — порядка 10% (если исключить
пока крекинг-газойли, только небольшая часть которых пригодна
для авиационных газовых турбин). Таким образом, все фракции,
кроме бензина, составляют относительно небольшой процент
нефти. . .
Существует уже давно установившийся спрос и на керосин
и на газойль. Керосин, например, применяется во многих местах
для освещения, отопления," приготовления пищи и не может
быть там ничем заменен, а на газойль предъявляется спро:
для сжигания его в быстроходных дизелях, установках
центрального отопления и на современных нефтеобрабатывающих
заводах, для использо*вания в качестве сырья для каталитического
крекинга при получении высокооктанового топлива. Таким
образом, конструктору газовых турбин, повидимому, следует
ориентироваться на топливо, которое не влияет слишком
сильно на этот спрос и может быть получено в требуемых
количествах.
Этим требованиям может удовлетворить фракция с довольно
широкими пределами температур кипения (например, от 65° С
до 300° С) —собственно сорт нефти. Такое топливо можно
изготовлять с низкой температурой начала застывания, и его
характеристики в отношении запуска и устойчивости сгорания были бы
хорошими. Теплотворная способность на единицу веса (что
важно для самолетов для дальних полетов) у такого топлива будет
высока.
В некоторых условиях пожарная опасность при работе
на этом топливе может считаться большей, чем при работе на
керосине, но по сравнению с бензином оно будет более
безопасным.
В разделе о пожарной опасности отмечалось, что упругость
паров топлива служит мерой его воспламеняемости в
определенных условиях зажигания. Упругости паров (в мм рт. ст. при 20°С)
типичного керосина, фракции с пределами 65—300° С и
бензина примерно составляют 2, 25 и 180 — соответственно.
Следовательно, в этом отношении фракция с предел<)м 65—300° С
оказывается луЧ)Ше, чем бензин. ^ .

Топлива для авиационных газовых турбин 125
Дальнейшее расширение источников снабжения возможно или
путем расширения пределов разгонки, например повышением
температуры конца кипения до 350° С, или же путем применения
крекированных топлив с теми же пределами разгонки, если они
окажутся пригодными для газовых турбин. Можно не сомневаться,
что современная техника нефтеперегонного дела может добиться
этого без большого увеличения стоимости топлива.
ЛИТЕРАТУРА
1. Baldwin, Bamford, Journal of the Chemical Society, London, 1941.
2. L. Lloyd. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, 15,
№ 12, 462—472, 1945.

ГИДРАЗИН-ГИДРАТ
(„Hydrazine Hydrate"; Chemical Industrie*, 58, X» 3, 424—25, 1946)
В настоящее время гидразин-гидрат, который первоначально
нашел применение в Германии в качестве горючего для
реактивных двигателей, приготовляется в промышленном масштабе в
США. Для производства гидразин-гидрата используется тот же
самый метод в США, что и в Германии, а именно —
взаимодействие гипохлорита щелочного металла с избытком аммиака.
Гидразин-гидрат находит применение в США для синтеза
красителей и фармацевтических препаратов, а также в качестве
восстановителя при получении металлических покрытий на поверхности
непроводящих материалов.
По данным Военно-Химической Службы США
гидразин-гидрат применялся в одном из трех процессов, позволявших
развивать реактивную тягу. В этом процессе перманганат реагировал
с перекисью водорода, давая перегретый пар, приводивший в
действие турбину. Турбина в свою очередь приводила в действие
насосы, подававшие перекись водорода и раствор
гидразин-гидрата в метаноле в камеру сгорания, где происходила сильно эк-
зотермичная и быстро протекавшая реакция. Когда
реакционная камера становилась достаточно горячей, подача перманга-
ната и перекиси водорода автоматически прекращалась и в
дальнейшем реактивная тяга осуществлялась путем использования
процесса взаимодействия кислорода и спирта.
Производство гидразин-гидрата в Германии
Производство гидразин-гидрата было начато в Германии
на заводе ИГ Фарбениндустри в Леверкузене в апреле 1944 г.
Производительность установки в первый месяц составила 20 г,
но в последующем производительность была увеличена до
40—45 т в месяц, и общая продукция в 1944 г. достигла 280 г.
В 1945 г. было произведено всего около 45 т гидразин-гидрата,
хотя производственная мощность установки равнялась
приблизительно 60 т гидразин-гидрата в месяц. Кроме завода в
Леверкузене, германское правительство субсидировало постройку
завода в Герстхофене, производительностью в 300 г
гидразин-гидрата в месяц. Этот завод начал работать в октябре 1944 г. и дал
всего 50 т продукции. В связи с неблагоприятными для завода
обстоятельствами в дальнейшем было произведено лишь очень
небольшое количество продукта.

Гидразин-гидрат 127
Химизм процесса получения гидразин-гидрата
По сведениям, полученным в Леверкузене, возможно
приготовлять гидразин-гидрат из гипохлоритов щелочных металлов
при действии избытка раствора гидроокиси аммония в воде в
присутствии таких увеличивающих вязкость веществ, как
желатин или клей.
Рашиг, открывший эту реакцию, предложил следующее
суммарное уравнение процесса получения гидразин-гидрата:
NaOCl + 2NH3 — NH,NH2 + NaCl + H2O.
Первая стадия этой реакции изображается уравнением:
NaOCl + NH3 — NH2G + NaOH.
Вторая стадия протекает по уравнению
NH2C1 + NH3 -— NH2NH2 + НС1.
Кроме того, возможно протекание следующей нежелательной
побочной реакции, значительно уменьшающей выход продукта.
2NH2C1 + NH2NH2 — 2NH4C1 + N2.
Возможно получать гидразин-гидрат с хорошими выходами и
без добавления клея, если нагревать раствор хлорамина,
являющийся продуктом первой стадии реакции, с избытком аммиака
под давлением и при температуре 150—200° С и если, кроме того,
проводить этот процесс по возможности быстрее. Можно- не
применять чистых растворов хлорамина и пользоваться растворами,
содержащими гипохлорит натрия и гидроокись аммония,
необходимые для образования хлорамина. Колонка, в которой
осуществляется под давлением эта реакция, может иметь очень
небольшие размеры, поскольку при вышеуказанных условиях реакция
протекает до конца за несколько секунд, если только
реакционная смесь достаточно быстро достигнет требуемой температуры.
По завершении реакции давление над раствором уменьшают и
при этом большая часть избыточного аммиака выделяется.
Теплоты реакции почти полностью достаточно для повышения
температуры смеси до точки кипения. Оставшийся аммиак отгоняют
в другой колонке, причем испарение аммиака регулируется
таким образом, чтобы раствор гидроокиси аммония, получающийся
при охлаждении улетучивающегося аммиака и паров воды, а
также при испарении аммиака в результате снижения давления
над раствором, непосредственно мог быть использован снова в
реакции. В результате получается неочищенный раствор
гидразин-гидрата, концентрацией в 3%. Выход, считая по
содержанию активного хлора в растворе гипохлорита натрия, составляет
70-75%.

128 Раздел II. Ракетное и реактивное горючее
Особенно неблагоприятно сказываются на выходе примеси
тяжелых металлов. В частности это относится к примесям меди,
и поэтому аммиачный раствор необходимо непрерывно проверять
на содержание меди. Если раствор гипохлорита натрия содержит
большие количества железа, то рекомендуется разбавить
раствор и профильтровать его. Неочищенный раствор
гидразин-гидрата содержит 5—6% хлористого натрия и некоторое количество
гидроокиси натрия и не может непосредственно подвергаться
упариванию, пока не удалены эти примеси. Удаление примесей
ведется в выпарном аппарате, из которого выделяется смесь
паров воды и гидразин-гидрата, содержащая 6—8% последнего и
направляемая во фракционировочную колонку.
Чистый разбавленный раствор гидразин-гидрата из фракцио-
нировочной колонки подвергается концентрированию в двух де-
стилляционных колонках, первая из которых дает раствор
концентрацией 40—50%, а вторая — 95—98%. Вторая перегонка
должна проводиться в атмосфере азота во избежание
возможности взрыва.
Схема производства гидразин-гидрата
На заводе в Леверкузене раствор гипохлорита натрия,
содержащий 12,7% активного хлора и 0,4 г/л щелочи, доводится до
концентрации приблизительно в 70 г активного хлора на литр в
резервуаре / (см. рис.), для чего используется вода, очищенная по
методу ионного обмена и поступающая из другого резервуара 2.
Раствор гидроокиси аммония доводится до концентрации в
20—25%, что соответствует удельному весу 0,910. Оба раствора
проходят через измерительные приборы и поступают затем в
насос высокого давления 6, снабженный смесительными
приспособлениями. Скорость поступления обоих растворов
регулируется таким образом, чтобы соотношение количеств гипохлорита
натрия и аммиака составляло 1—2. Насос нагнетает
реакционную смесь под давлением 40—50 атм. в реакционную колонку 7,
нагреваемую до 180°. В колонке смесь находится в течение
нескольких секунд, после чего раствор поступает в выпарной
аппарат 8, и давление над раствором снижается до атмосферного.
Пары, выделяющиеся из выпарного аппарата, и остаточная
жидкость направляются в колонку с насадкой 9, при
протекании через которую достигается термодинамическое равновесие
между жидкостью и паром. Эта колонка с насадкой 9 снизу
присоединена к выпарному аппарату S. Пары, \выходящие из
нижней части колонки 9, подвергаются ректификации во второй
колонке с насадкой 10, где они промываются аммиачной водой
во избежание потерь гидразина. Полученный раствор вместе с
жидкостью из первой колонки поступает в разделительную ко-

Гидразин-гидрат
129
локку 11, причем для получения пара используется специальный
выпарной аппарат 12. Часть горячего пара получается при
испарении конденсата из нагревателя, находящегося под высоким
Прои?водство гидразин-гидрата на заводе в Леверкузене.
давлением. При этом необходимое количество аммиака в виде
ЮО-проц. NH3 непрерывно вводится в верхнюю часть
разделительной колонки //, режим работы которой регулируется таким
образом, чтобы выделяющаяся из нее смесь паров воды
13*

130 Раздел II. Ракетное и реактивное горючее
и эммиака имела состав, позволяющий снова использовать ее в
процессе. Эта смесь паров конденсируется в двух трубчатых
холодильниках— 13а и 136, и конденсат из них поступает
обратно в бак 5 для хранения. Неочищенный раствор
гидразин-гидрата, не содержащий аммиака, собирается в
баке 14.
Высококонцентрированные растворы гидразин-гидрата сильна
действуют на железо, и поэтому все следующие аппараты
изготовляют из хромоникелевой стали 18-8. Из неочищенного
раствора в первую очередь удаляют хлористый натрий и гидроокись
натрия в выпарном аппарате 15, который состоит из собственно
выпарного аппарата 15а, соединенного в нижней части с вакуум-
фильтром 15Ь. Раствор при этом упаривается до такой
концентрации, при которой начинается кристаллизация хлористого
натрия. Отходящий пар содержит 8—12% гидразина, а остающаяся
в выпарном аппарате жидкость, содержащая 15—20% гидразин-
гидрата, кипит при 112—114° С. Особое внимание следует
уделить процессу промывания выпавших солей во избежание
больших потерь гидразина. Хлористый натрий, содержащий
гидроокись натрия, собирается на вакуум-фильтре и периодически
удаляется.
Смесь паров из выпарного аппарата поступает в нижнюю
часть фракционировочной колонки с насадкой 16, в верхнюю
часть которой вводится конденсат для орошения*
Очищенный 8-проц. раствор гидразин-гидрата подается насосом в
дестилляционную колонку 17, в средней части которой
находится перфорированная тарелка. В нижней части, колонки
имеется насадка. Получающийся продукт содержит 40—50%
гидразина.
Выход в процессе дестилляции, считая на исходный
неочищенный раствор, составляет 80—85%. Источниками потерь
являются:
а) окисление кислородом воздуха;
б) потери при отделении хлористого натрия;
в) каталитическое разложение по уравнению
3N2H,H2O — N2 + 4NH3 + ЗН2О;
г) потери с отходящим конденсатом.
В холодильниках 17а и 17Ь, размещенных над колонками,
испарившаяся вода снова конденсируется. Масть конденсата,
содержащая лишь следы гидразин-гидрата, направляется в
верхнюю часть колонки, где приходит в соприкосновение с
поднимающимися парами. Температура на этой стадии составляет
около 108—110°С. Полученный в колонке раствор концентрацией
40—50%, перекачивается насосом во вторую дестилляционную

Гидразин-гидрат 131
колонку 18, которая в основном аналогична первой колонке.
Поскольку горячий раствор гидразин-гидрата реагирует с
кислородом со взрывом, следует предупреждать соприкосновение
раствора с воздухом в последних стадиях процесса,.
Колонка 18 через холодильник 18а соединена с газтольде-
ром для азота 19. Перед началом работы колонка 18 должна
быть тщательно промыта азотом. Эту операцию следует
повторять и при всяких перерывах процесса. Кроме того, в верхней
части колонки 18 устроен «предохранительный клапан» в виде
отверстия, закрытого листом свинца толщиной 5 мм.
Температура кипения получающегося 95—98-проц. раствора
гидразин-гидрата равна 119—120°С. Такой готовый
концентрированный раствор непрерывно вытекает из колонки по
переточной трубе в мерник 20, снабженный холодильником, а затей
поступает в бак 21 для хранения, имеющий обкладку из миполана
(сорт поливиниловой пластмассы).
Меры безопасности
Пары гидразин-гидрата в высокой концентрации
представляют собой малоизученный яд для крови. Поэтому необходимо
принимать меры особой предосторожности, предупреждая
утечки из аппаратуры и обеспечивая хорошую вентиляцию
помещения. Кроме того, раствор и пары гидразин-гидрата действуют
как яд и на кожу, причем степень этого действия различна для
разных людей. Чрезвычайно важно также защищать глаза от
действия брызг и тумана растворов гидразин-гидрата.

РАЗДЕЛ III
ОКИСЛИТЕЛИ
ХИМИЧЕСКОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО
Ф. Беллинджер, Г. Фридман, В. Бауэр, Дж. Истс,
Дж. ЛэдО, Дж. Росс.
Статья первая
Система перекись водорода — перманганат
(P. Bellinger, H. Friedman, W. Bauer, J. Eastes, J. Ladd, J. Ross. "Chemical PropeHants.
The System Hydrogen Peroxide — Permanganate"; Industrial & Engineering Chemistry,
38, Xz 2, 160—169, 1946)
В печати уже подробно описывалась немецкая летающая
бомба, применявшаяся немцами как орудие устрашения и для
разрушения объектов, занимающих большую площадь.
Механизм, приводящий бомбу в движение, представляет собой
600-сильный двигатель. В горячую камеру сгорания этого
двигателя производится непрерывный впрыск бензина. В передней
части двигателя находится ряд стальных пластинчатых
клапанов, напоминающих жалюзи, но V-образной формы, которые
открываются и закрываются с высокой частотой. В полете
динамический напор воздуха открывает клапаны, и воздух проникает
в камеру сгорания, образуя в ней взрывчатую смесь с бензином.
Вследствие наступающего затем самовоспламенения
развивается давление, которое закрывает клапаны и выталкивает
горячие продукты сгорания наружу через задний конец двигателя.
Реакция, приложенная к закрытым клапанам, создает
движущую силу для полета бомбы к цели. Как только давление в
двигателе упадет ниже давления воздушного скоростного
напора, воздух снова открывает клапаны. Этот цикл повторяется
много раз в секунду и порождает тот громкий
перемежающийся рев, благодаря которому бомба получила свое название
buzz-bomb (жужжащая бомба). Так как работа двигателя
обусловливается скоростным напором воздуха, то ниже
320 км/час для бомбы наступает резкая потеря скорости.
Необходимо поэтому создать специальную систему запуска,
могущую сообщить бомбе начальную скорость выше указанной
критической скорости, для того чтобы двигатель мог
нормально работать и обеспечить бомбе необходимое ускорение.
Задача разработки американского варианта бомбы V-1 и
способа ее запуска была возложена на Управление воздушных
сил армии. Исследовательские и опытные работы велись
ускоренным темпом в различных направлениях. После вторжения в
Нормандию удалось захватить полную немецкую установку для
запуска; ее демонтировали, отправили в США и заново уста-

Химическое ракетное топливо t 33
новили в Эглин-Фильде (Флорида). В качестве жидкого
химического топлива немцы применяли перекись водорода 80—90-лроц.
концентрации и раствор перманганата кальция или натрия.
О свойствах перекиси водорода концентрации выше 50% или
о способах ее производства, перевозки и хранения было
известно очень немного. Разработку этой проблемы поручили
Управлению химических войск, которое поставило себе вначале
ограниченную задачу — запуск летающей бомбы воздушных сил
под маркой JB-2.
Предварительное изучение вопроса привело к заключению,
что следует одновременно исследовать три системы жидких
химических топлив для ракет: перекись водорода—перманга-
нат, мононитрометан и дымящаяся азотная кислота — анилин.
Это заключение основывалось на следующих результатах
предварительного исследования.
Немцы применяли систему перекись водорода — перманганат,
оправдавшую себя на практике. Немецкий аппарат, в котором происходила реакция,
изготовлялся из особого алюминиевого сплава; внутренние стенки аппарата
покрывались воском. В сообщениях разведки часто приводились слухи <>
«взрывах» перекиси водорода на площадках для запуска летающих бомб„
Заводы США выпускали только 30-проц. перекись, и возможность
успешного производства 90-проц. перекиси была под вопросом.
По мононитрометану значительные исследовательские работы были про-
ведены в Авиационной лаборатории Гуггенгейма при Калифорнийском
технологическом институте. Возможность применения однокомпонеитного
топлива, с которым можно было бы обращаться, как с бензином, требовала
специального исследования. Имевшиеся производственные возможности'
были незначительны, и для удовлетворения потребности в мононитрометаие
нужен был бы новый завод.
По системе дымящаяся азотная кислота — анилин имелись
исчерпывающие данные. Эта система или аналогичная ей система, содержащая смесь
кислот и моноэтиланилин, уже применялась для реактивных двигателей.
Наличные прЬизводсгвенные возможности были достаточны для
выполнения большой программы работ.
Как будет показано в дальнейшем, только первая система
оказалась пригодной для немедленного использования. Цель
данной серии статей заключается в изложении методов
исследования, разработанных для изучения этих чрезвычайно
быстро протекающих химических реакций. Эти же методы можно
применить для изучения других химических систем.
Сущность проблемы
По военным соображениям пусковая установка («дорожка»)
должна обладать достаточной подвижностью и маскируемостью
и быть поэтому возможно более короткой и легкой. Величина
Ускорения, которому можно подвергнуть летающую бомбу при
запуске, ограничивается ее прочностью.

134? Раздел III. Окислители
Временные технические условия устанавливали среднее
значение ускорения, равное 15-кратному ускорению силы тяжести
A5g= 147 -w/сек2), и максимальное — в 18 g (т. е. 177 л/сек2).
Чтобы сообщить бомбе скорость при запуске в 400 яле/час,
требовалась дорожка в 45,5 м (такой длины, как немецкая).
О сложности задачи в этом случае дают представление
следующие цифры:
Длина пробега при запуске, м 45,5
Скорость-при запуске, кл*/час 400
Продолжительность запуска, сек 0,75
Мощность, развиваемая в конце периода
. . запуска, л. с 55000
Необходимое количество образующихся
газов к концу периода запуска, м^'мин
(при 60 kzJcm*) 423
Перекись и раствор перманганата подаются из отдельных
резервуаров воздухом с высоким давлением A55 кг/см2) в
реакционную камеру. Газообразные продукты реакции создают
давление от 56 до 70 кг/см2, действуя на поршень в «пушке» с
внутренним диаметром 292 мм и длиной 48,8 м.
Стальной зуб, сидящий на верхушке поршня, выступает сквозь узкую
щель A2,7 мм) в верхней части трубы и входит в канавку с уклоном в 12°
в нижней части бомбы. Небольшие чугунные салазки с деревянными
бегунками поддерживают заднюю часть бомбы; они помещаются в сделанной из
корытных профилей направляющей на верху пушки. Торец канавки и
передний край зуба имеют уклон в 12°, чтобы отжимать книзу передний
конец бомбы в течение периода запуска. Во время запуска ускорение создает
момент относительно центра тяжести бомбы. К концу запуска
дополнительную подъемную силу дают крылья бомбы.
Чтобы свести к минимуму утечку газов через щель, под ней по всей
ее длине подвешен на коротких проволоках стержень в 25 мм в диаметре.
Вдоль верхней части поршня сделан паз для этого стержня. Когда
поршень устремляется вперед, он прижимает стержень к щели, и внутреннее
давление удерживает стержень в этом положении, пока поршень не
выйдет из ствола.
Конструкция аппарата для реакции явно сложна и
подобрана эмпирически. В аппарате стоят один электромагнитный и
два пневматических клапана, и представляется весьма
сомнительной возможность регулирования подачи топлива,
обеспечивающая равномерное ускорение. Однако раньше, чем
приступить к конструированию полномасштабного устройства,
необходимо было получить основные характеристики для системы
топлива. Ниже рассматривается только система перекись
водорода — перманганат.
Для удовлетворительного решения проблемы нужно
ответить на следующие вопросы: может ли система развить быстро
и плавно достаточное давление газов при больших подачах то-

Химическое ракетное топливо 13>
плива? Можно ли создать условия, в которых эту систему
можно применять? Будет ли система достаточно гибкой и
достаточно безопасной? Удовлетворительна ли стабильность
различных материалов системы при неблагоприятных полевых
условиях хранения? Не опасны ли эти вещества в обращении для
обслуживающего персонала? Можно ли подобрать материалы
для конструкции, использующей эту систему топлива, а также
для хранения и транспортирования топлива?
В то время, когда началась разработка проекта, стандартная
концентрация выпускаемой промышленностью перекиси
водорода составляла 30%; по особому заказу изготовлялась 50-проц.
перекись. Фирма «Буффало Электрокемикел» разработала
процесс концентрации, дающий продукт с содержанием примесей
того же порядка, как в воде для определения
электропроводности, и поэтому особо стабильный. Большинство испытаний
проводилось с этим очень чистым продуктом. Такие же
исследования проводились с захваченной у немцев перекисью,
содержавшей около 0,09% примесей, большая часть которых состояла
из добавленных стабилизирующих веществ.
Применявшийся раствор перманганата кальция был
приблизительно 77-проц., считая на Са(МпО4J- 4Н2О. Для данных
исследований содержание перманганата определялось в
процентах MnOj, как активного компонента, так как раствор
содержал, кроме того, еще около 1% NaMnO4.
Опасность работы не позволяла начать ее на
полномасштабной установке. Для изучения основных характеристик реаг-
ции в системе перекись водорода — перманганат применялось
экспериментальное оборудование малого масштаба двух типов.
Первая установка состояла из закрытой бомбы высокого
давления, в которой можно было быстро смешать реактивы и
измерять получающиеся давления и температуры. В
противоположность этому статическому методу другие испытания
проводились в реакционной камере или, другими словами, в реактивном
двигателе. В этой установке реактивы непрерывно
впрыскиваются форсунками, а продукты реакции удаляются через
выхлопное сопло. Развивающееся в реактивной камере давление
регистрируется непрерывно записывающим прибором.
Испытательная камера
Все опыты с закрытой бомбой и реактивным двигателем
велись в железобетонной испытательной камере, состоявшей из
двух испытательных блиндажей, разделенных общей стеной;
оба блиндажа имели U-образную форму. К ним примыкала
комната, в которой были установлены приборы. Больший
блиндаж, где велись опыты с реактивным двигателем, имел 5,5 м

136 Раздел III. Окислители
в ширину и 7,6 м в длину; в нем находились два бетонных
блока для установки двух реактивных двигателей и
вспомогательного оборудования. Меньший блиндаж, квадратный, размерами
лриблизительно 3 м X 3 м использовался для опытов с
закрытой бомбой и опытов с ударной волной. Железобетонные стены
блиндажей изготовлялись с тяжелой арматурой; толщина их
составляла 46 см. В наружных стенах были устроены окна из
небьющегося стекла, защищенного стальными решетками.
Через эти окна можно было наблюдать за ходом опытов.
Комната с приборами находилась непосредственно за блиндажами, но
не имела общей с ними стены. Бетонный пол этой комнаты
отделялся от фундамента блиндажей слоем земли в 60 см. Все
коммуникации между комнатой с приборами и блиндажами
были проложены в 150-лш трубах, надетых на 100-мм
трубы. Пространство между стенками труб было не очень
плотно заложено «паклей, чтобы помешать проникновению дождя
к приборам и получить соединение, не передающее колебаний
Кроме механической защиты, блиндажи служили также и
для обеспечения противопожарной безопасности; для этого
они были снабжены водоструйной системой затопления. Эту
систему можно было быстро включить при помощи вентилей
как изнутри, так и снаружи комнаты с приборами. Внутренняя
часть испытательной камеры была сделана огнестойкой при
помощи специального покрытия, нанесенного на все открытые
деревянные части. Прямо против выходов из блиндажей
помещались защитные души педального типа. Крыша
испытательной камеры покрывалась мешками с песком для защиты
персонала от летящих обломков. Окнами из небьющегося стекла
обычно не пользовались. Вместо этого в выходах блиндажей
устанавливались зеркала для наблюдения. Между блиндажами
и комнатой с приборами окон не было.
Исследования в закрытой бомбе
Скорость реакции. Первые опыты с этой системой топлива
релись в бомбе для сверхвысоких давлений, емкостью в 1000 см\
установленной во встряхивающем механизме с рубашкой для
подогрева. После удаления встряхивакнцего привода можно
было устанавливать стопор, удерживающий бомбу в
горизонтальном положении. К стопору присоединялась проволока, при
помощи которой можно было вывести бомбу из горизонтального
положения и быстро повернуть ее в вертикальное положение, в
котором она удерживалась пружинным захватом.
В бомбу помещали в почти горизонтальном положении
стеклянную трубку с тонким дном диаметром примерно 25 мм и длиной
250 мм. Стеклянная трубка содержала 30 см? 90-проц. пере-

Химическое ракетное топливо 137
киси водорода. Когда бомба выводилась в вертикальное
положение, стеклянная трубка падала на дно бомбы, где заранее
помещали соответствующее количество Са(МпО4)г. Давление
в бомбе повышалось, и это повышение измерялось емкостным
датчиком фирмы «Дженерал Моторс», который описан ниже,
в разделе о реактивном двигателе. Для защиты стенок бомбы,
сделанной из углеродистой стали, в бомбу был вставлен ста*
кан из нержавеющей стали 18-8.
Первые опыты показали, что скорость нарастания давления
плохо увязывается с результатами опытов в реактивном двигателе.
Скорость смешения в бомбе настолько меньше скорости реакции,
что нарастание давления всецело определяется скоростью
смешения. Таким образом, результаты опытов в бомбе
несравнимы с результатами опытов в реактивном двигателе и,
следовательно, мало интересны.
Создание давления кислорода. Для впрыска перекиси
водорода и перманганата при запуске бомб JB-2 требуется воздух
или другой газ под большим давлением. Чтобы иметь
достаточное количество газа высокого давления в эксплоатацион-
ных условиях, потребовалось бы довольно тяжелое
оборудование в виде компрессоров и баллонов для газа. Поэтому был бы
весьма полезен способ, который позволил бы обойтись без этого-
тяжелого оборудования.
Было предложено получать необходимое количество газа
под давлением, подвергая регулируемому разложению
концентрированную перекись водорода. В предложении
предусматривалось медленное разложение перекиси в резервуаре
высокого давления с образованием кислорода при таких давлении и
температуре, при которых вода будет в жидком состоянии.
Тогда резервуар, содержащий кислород под давлением, можно
использовать для впрыска перекиси и перманганата. Первые
попытки разложения концентрированной перекиси проводились
в открытом стакане в 250 еле3, в который наливали 100 см*
90-проц. перекиси, добавляя к ней несколько капель 0,1 -н.
раствора КМпО4; если это небольшое количество перманганата
вливали без помешивания, происходило довольно бурное
разложение, но лишь в поверхностном слое. Если КМпС>4
подливали в перекись, помешивая ее, то добавление около 0,003%
вызывало равномерное полное разложение приблизительно за
один час.
Такое количество перманганата было применено при
разложении перекиси в бомбе «Аминко». Перекись помещали на дно
стакана из нержавеющей стали, вставленного в бомбу; раствор
КМпО4 добавляли в перекись, выводя бомбу из почти
горизонтального положения в вертикальное; стеклянная колбочка е
КМпО4 при этом падала в перекись и разбивалась о стальной

138
Раздел III. Окислители
стержень. Метод этот давал непостоянные результаты, что
приписывалось недостаточно равномерному смешению.
Поэтому была сконструирована специальная головка к бомбе «Амин-
ко», чтобы регулировать скорость добавления перекиси в бомбу.
В головке находился 32-лш резервуар из нержавеющей стали
в 61 см длиной, соединяющийся с внутренней полостью бомбы
каналом в головке; в дне резервуара был установлен
игольчатый клапан из нержавеющей стали в 6,3 мм, а в верхней
части находилась стальная трубка 12,7 мм в диаметре. При
помощи этого устройства перекись добавляли к находящемуся в
бомбе катализатору — КМпО4, Са(МпО4)г, МпО2 или РЬО2 —
настолько медленно, чтобы дать теплоте реакции рассеяться;
таким образом, записываемое прибором давление вызывалось
только образованием кислорода от разложения перекиси, а не
давлением пара. Результаты этих экспериментов (табл. 1)
Таблица 1
Регулируемое разложение 90-проц. перекиси водорода
D00 см*)
Катализатор
0.1-Н.КМпО4
ЬОсм* 0,1-н. КМпО4
Са(МпО4)_,...
5 г МпО„
5 г РЬО,,
45
55
52*
50
43
Давление, кг,'см*
расчетное
129,5
128,5
154,0
136,5
136,5
18
П
129,5
129,5
125,0
125,0
125,0
Норм.
Очень
высокая

Умеренная

Умеренная
* Раствор содержал 41 % МпО4 •
показывают, что, регулируя скорость процесса, можно
разлагать перекись и получать расчетные давления.
Расхождения в наблюдаемых и расчетных давлениях объясня>отся
тем, что бомба в момент окончательного отсчета была еще
горячей. i
Если резервуар с перекисью разогревался слишком сильно,
то перекись разлагалась настолько быстро и бурно, что процесс
становился опасным. Это согласуется с известным фактом,
что перекись может «взрываться» при температуре точки
кипения или вблизи нее.

Химическое ракетное топливо
13
Установка с реактивным двигателем*
Типичная открытая реакционная камера или установка с
реактивным двигателем состоит из резервуаров для сжатого газа,
обеспечивающего давление подачи, резервуаров (монтежу),
содержащих испытуемые материалы, быстродействующих клапанов
с гидравлическим управлением и собственно реактивной камеры.
форсунка
Резьба для Предохранительные
датчика шпильки Реактивное
давления
181мм
Рис. К Реактивный двигатель.
Л—диаметр выходного сечения (реактивного сопла);
В—диаметр горлозины (реактивного сопла);
С—общая длина (реактивного сопла);
D—диаметр соплового отверстия (форсунки).
Реактивный двигатель. В некоторых отношениях конструкция
этого двигателя напоминает заднюю часть устройства,
применяемого во вспомогательных ракетах для взлета (рис. 1).
Камера изготовлена из нержавеющей стали 18-8, тип 304, и имеет
внешний диаметр 90 мм. Внутренний диаметр камеры — 70 мм и
длина 165 мм; камера рассчитана на напряжение разрыва
приблизительно в 700 кг/см 2. Задняя часть камеры имеет
полушаровую форму; реактивное сопло присоединяется к камере с
помощью прочного фланца. В боковой стенке камеры устроены
отверстия для трех открытых форсунок; две из них
расположены точно друг против друга, а третья под углом в 45° к
одной из них. Это обеспечивало возможность менять условия
впрыска. Неиспользуемые отверстия закрывались пробками.
В боковых стенках камеры между форсунками и фланцем
реактивного сопла имелись два отверстия с резьбой диаметром в
Описание деталей установки приводится с сокращениями (Прим. ред.)

140 Раздел III. Окислители
25,4 мм для емкостных датчиков «Дженерал Моторс».
Реактивное сопло присоединяется к собственно реактивной камере
при помощи болтов, рассчитанных на обрыв при напряжении
от 140 до 175 кг/см2. Эта предохранительная мера оказалась
на практике очень полезной, так как при неоднократно
происходивших взрывах реактивное сопло отрывалось без всяких
повреждений самой реактивной камеры.
Реактивное сопло было конфузорно-диффузорного типа
(рис. 1), без охлаждения, поскольку длительность опыта
никогда не превышала двух секунд.
Форсунки. Конструкция этих цельноструйных форсунок
рассчитана на скорости приблизительно в 30 ле/сек в отверстие
сопла. Сопло имеет закругленные края на входе и длину,
приблизительно равную диаметру отверстия. При сравнении
расхода двух жидкостей, поступающих одновременно в
реактивный двигатель, принимали, что их объемные расходы прямо
пропорциональны площадям отверстий сопел. Большая скорость
сплошных струй жидкостей обеспечивала хорошее
перемешивание при столкновении струй под углом в 135°. Такой угол
предупреждал возможность попадания струи в противоположное
сопло.
Монтежу, использованные в качестве резервуаров для
испытуемых жидкостей, изготовлены из нержавеющей стали 18-8.
Резервуары эти были двух размеров. Больший, для
концентрированной перекиси, вмещал около 800 еле3, был изготовлен из
76-лш трубы из нержавеющей стали 18-8 с приваренными
донышками и рассчитан на давление разрушения, превышающее
560 кг/см2. Внутри резервуара были вварены вертикальные
перегородки, чтобы помешать вихревому движению жидкости во
время быстрого опорожнения резервуара. Конструкция оказалась
удовлетворительной, но небольшие количества жидкости
задерживались в резервуаре и в трубопроводе; в результате в конце
опыта жидкость подавалась в виде мелких капелек или тумана.
Резервуар меньших размеров для перманганата вмещал около
90 смг. Он был изготовлен из 25-мм трубы из нержавеющей
стали 18-8 с приваренными донышками. В этом резервуаре нет
перегородок, так как его диаметр мал и завихрение не может
быть значительным.
Система подачи под давлением. Так как в опытах
расходовались относительно малые количества жидкости в течение
сравнительно коротких промежутков времени, то не было
надобности в устройствах, регулирующих давление в системе
питания. Цилиндрический резервуар для азота объемом примерно
в 43 л заполнялся сжатым азотом или сжатым воздухом;
причем разница между давлением в начале и в конце опыта
никогда не превышала 2% при давлении в 84,5 кг/см2. Заполнение

Химическое ракетное топливо 141
резервуара сжатым азотом или воздухом производилось из
комнаты с приборами.
Клапаны автоматического управления. Клапан и система
управления взяты от вспомогательного ракетного устройства
для взлета типа 38-ALDW-1500, применяемого в военном флоте
США; этот реактивный двигатель изготовляется фирмой «Эрод-
жет Инджиниринг Корпорэйшен». Клапан состоит из главного
гидравлического цилиндра, действующего на два гидравлических
клапана через поперечину, расположенную так, чтобы давление
жидкости стремилось закрыть клапан. Гидравлическое давление,
необходимое для воздействия на гидравлический поршень,
открывающий клапаны, создается электро-пневматическо-гидрав-
лической системой.
Трубопроводы и арматура. Все часто разбирающиеся^
соединения изготовлены из труб с раструбами и арматуры для таких
труб самолетного типа по стандартам армии США. Там, где
арматура должна соприкасаться с перекисью водорода, она
изготовлена из нержавеющей стали 18-8. Во всех случаях, где
сопротивление коррозии не так необходимо, применена
стандартная стальная арматура. Эта арматура оказалась пригодной для
работы с давлениями до 140 кг/см2 и давала возможность
быстро собирать и разбирать трубопроводы. Вместо стандартной
трубной смазки в тех соединениях, где была опасность
соприкосновения с перекисью водорода, применялась смазка из
«силикона» *. Вентили, изготовленные из кованой или нержавеющей
стали, имеют разную конструкцию, в зависимости от назначения:
шаровые, задвижки или игольчатого типа. Там, где не приходится
пропускать жидкость, поставлены игольчатые клапаны из
стержней стандартных размеров, так как такие клапаны обладают
достаточной механической прочностью.
Конструкция и работа приборов
Запись давлений. Давление реакции измерялось с помощью
индикатора !, разработанного Отделом исследовательских
лабораторий фирмы «Дженерал Моторс Корпорэйшен». Индикатор
состоит из элемента, воспринимающего давление (емкостный
датчик), соединенного с ним осциллятора-детектора и питающего
устройства. Выходной постоянный ток осциллятора-детектора
представляет линейную функцию давления, приложенного к
датчику. Этот выходной ток подается на катодный осциллограф, кривая
на экране которого фотографируется на 35-мм кинопленкч
* Кремне органические полимерные соединения. {Прим. ред.)
1 Детальное описание см. SAE Journal 52, 534—556 A944).

142 Раздел III. Окислители
Отметку времени на пленке давала неоновая лампа в 1/25 ватта,
вспыхивавшая 60 раз в секунду.
Меры, безопасности и координация операций в опыте. После
удаления всего персонала из опасных мест испытательной
камеры от руки включалась цепь красных лампочек. Эта цепь
питала красные лампочки, размещенные вокруг всего
испытательного участка и предупреждающие о начале запуска, а
также катушки реле в схеме безопасного пускового устройства.
Быстро следующие одна за другой операции в каздом опыте
координировались безопасным пусковым устройством. Это уст-
ройство включает в быстрой последовательности с произвольно
регулируемым интервалом времени пять силовых цепей. Через
регулируемый промежуток времени после включения пятой цепи
все цепи автоматически выключаются и все устройство
приводится в начальное положение. Автоматическое пусковое устройство
можно выключить, чтобы иметь возможность по желанию
продлить любую операцию испытания. Безопасное пусковое
устройство сконструировано для различных применений; в описываемой
системе работали только третья и четвертая силовые цепи. Они
приводили в действие фотокамеру и клапан топливоподачи.
Все цепи, за исключением пятой, можно включать как
автоматически, так и вручную. Пятую цепь можно включить, только
замкнув размыкающий цепь рубильник после не менее чем
30-сек. пребывания под током реле установки в начальном
положении и после того, как остальные четыре силовые цепи будут
включены в надлежащей автоматической последовательности.
Маркировка фильмов. Перед экраном осциллографа
помещали доску с номерами опыта. Свет в комнате гасили и снимали
колпачок с объектива камеры; на мгновение освещали
карманным фонариком доску с номером и надевали снова колпачок на
объектив. Затем пропускали короткий кусок пленки без съемки.
Тарировка устройства для записи давления. Приборы
включали и давали лампам нагреться; емкостный датчик
присоединяли к тарировочному устройству с грузами Эшкрофта в
испытательной камере. Осциллографа и осциллятор-детектор
регулировали на нуль. Неподвижный зайчик на экране осциллографа
фотографировали при нулевой нагрузке на датчик, затем при
давлении в 70 кг/см2 и снова при нулевом давлении, пропуская при
каждом давлении около 30 см пленки. Затем пропускали кусок
пленки без съемки.
Подготовка испытательной камеры. Последовательность
операций в испытательной камере следующая:
1) Производится тарировка датчика давления и его установка
в реактивном двигателе.
2) Производятся необходимые изменения в установке
реактивного двигателя.

Химическое ракетное топливо 143
3) Газовый баллон системы питания заполняется до нужного
давления.
4) Резервуары для подачи топлива отъединяются,
заполняются и присоединяются вновь.
5) Закрывается газоотводный клапан между резервуаром
для топлива и главным клапаном газовой системы подачи
питания.
6) Из испытательной камеры удаляется весь персонал.
Техник испытательной камеры, выйдя из нее, включает красный свет
и дает предупредительный свисток.
7) Производится запуск, как описано в следующем разделе.
Открывается при входе в испытательную камеру газоотводный
клапан.
8) Емкостный датчик снимается с реактивного двигателя,
охлаждается, промывается струей воды, вытирается и ставится
в тарировочное приспособление.
Запуск. Последовательность операций при запуске
следующая:
1) После включения красных лампочек и подачи
предупредительного свистка включают рубильник реле установки в
начальное положение безопасного пускового устройства.
2) После 30-сек. промежутка времени и после того, как
инженер испытательной камеры откроет главный клапан газовой
системы подачи питания и включит рубильники в комнате с
приборами, можно приступать к запуску.
3) Гасят свет в комнате и снимают колпачок с объектива
камеры. Включают пусковой выключатель безопасного
пускового устройства; дальнейшее течение опыта происходит
автоматически.
4) По окончании опыта надевают колпачок на объектив
камеры, выключают свет и пропускают без съемки короткий
кусок пленки.
5) От руки снова открывают клапан системы подачи
топлива, чтобы продуть камеру сгорания воздухом и таким образом
очистить реактивную камеру от остаточных газов. Размыкают
цепи с помощью выключателей, закрывают главный клапан
газовой системы подачи питания, выключают красные лампочки.
Наружных наблюдателей извещают, что в испытательную
камеру можно снова входить.
Результаты и выводы. При всех условиях подачи реакция
начиналась самопроизвольно и быстро, с плавным подъемом
Давления до 70 кг/см2 в течение 0,01—0,02 сек. Это давление
сохранялось в течение всего периода впрыска *•
¦ В статье приводится таблица с подробным перечислением данных всех
опытов, не включенная в текст перевода. (Прим. ред.)

144 Раздел Ш. Окислители
Приведенные на рис. 2 типичные кривые давления по времени
показывают, как и следовало ожидать, короткий
предварительный участок с неправильными колебаниями давления, за
которым следует быстрый подъем до максимального значения,
затем длинный плоский участок кривой, соответствующий
продолжающемуся впрыску, и конечный участок спада давления.
Этот последний участок, вообще говоря, выделяется резко,
хотя ни в одном опыте падение до начального давления в камере
^^................ -_-_-.-...-_-_----_-
Опыт АГ58-ЯЫ
'
Опыт N*60-8h
- 90%-ная перепись
I - 70% -нал перекись
Опыт ЛГ 62 ВН -50%нам перекись
Рис. 2. Типичные кривые давления, показывающие влияние различной
концентраций перекиси водорода.
не было таким быстрым, как начальный скачок до полного
рабочего давления. Это, несомненно, вызвано впрыском тумана или
распыленных частиц перекиси, образующихся из той части
жидкости, которая остается в монтежу после впрыска основной
массы жидкости. Под каждой кривой давления имеется
прерывистая линия отметок времени. Черточки получаются при
чередующихся вспышках двух электродов неоновой лампы,
включенной в цепь 60-периодного тЪ^а; следовательно, каждая
вспышка соответствует 1/120 сек. Рис. 2 показывает
соотношение между высотой и длительностью максимальных давлении
при впрыске перекиси с концентрацией 90, 70 и 50%. Чем выше
концентрация перекиси, тем выше максимальное давление и
тем больше его длительность.
Для характеристики различных опытов и анализа
полученных данных необходимо дать определение некоторым величинам,
замеряемым на осциллограммах. За «начальное максимальное
давление» (НМД) принимается значение давления после
достижения стабильного уровня. За «начальное среднее
поддерживаемое давление» (НСПД) принимается среднее давление в продол-

Химическое ракетное топливо 145
экение первой части опыта от момента достижения полного
давления. «Конечное среднее поддерживаемое давление»
<КСПД) — это среднее давление к концу опыта, перед тем как
давление начнет заметно спадать.
Во многих опытах НСПД и КСПД почти одинаковы.
Необходимо все же дать определение этим терминам, чтобы
анализировать некоторые опыты, в которых отчетливо
обнаруживается более низкое или более высокое давление во второй
половине опыта.
Начало впрыска (НВ) определяется как момент времени, в
который наблюдается начало повышения давления. За начало
поддерживаемого давления (НПД) принят момент достижения
НМД. Спад поддерживаемого давления (СПД)— это момент
времени, когда КСПД
упадет Приблизительно ДО 90% "^ ^пись давления
к концу опыта и после кото- "t с—— ^
рого происходит непрерыв-
ный спад давления. _
В некоторых случаях дав- j8 нлд с/ц~ ' "КУ""
ление снижается постепенно ш
И трудно ТОЧНО определить р и с. 3. Обозначения измеряемых на
СПД; здесь приходится де- пленке величин,
лать до некоторой степени
произвольный выбор. Однако в большинстве случаев эту
величину легко установить, поскольку имеет место резкий перелом
кривой.
Конец впрыска (KB)—это момент времени, когда кривая
давления выравнивается до уровня давления газа в системе
подачи. Продолжительность поддерживаемого впрыска ППВ
вычисляется как разность СПД и НПД. Рис. 3 иллюстрирует
все эти термины.
Табл. 2 показывает влияние изменений давления в ре*
активной камере, давления впрыска, скорости впрыска и
длины реактивной камеры. Длину камеры увеличивали
добавляя к реактивному двигателю приставную часть в 230 мм
длиной.
Табл. 3 показывает условия работы при изменении
концентрации перекиси водорода от 50 до 90%. Эти изменения не
влияют на характер развития мощности; они определяют только ее
величину на единицу массы впрыснутого топлива. На рис. 3
Даны кривые давления, относящиеся к этим опытам.
При одинаковых условиях реакция в ряде опытов протекает
с замечательной воспроизводимостью, как это видно из
осциллограмм, приведенных на рис. 4 и относящихся к двум парам
опытов, проведенных в одинаковых условиях.

Таблица
Развитие давления в реактивной камере при различных
скоростях подачи и истечения
I
*fe опы
2
3
5
6
7
8
9
11
51
53
54
r\
9
17
(cp
18!
64
85
87
75
76
Диамет р сопл.
форсунка для
2,03
: 4,56
4,56
j 6,45
6,45
6,45
6,45
5,80
5,80
5,80
6,45
еднее)
6,45 |
5.80
5,80
5,80
5,80
5,80
| МпО4
1,63
1.45
1,45
2,14
2,03
2,03
i 2.03
1,45
1,45
1,45
1, ММ

реактивного
6.6
14,2
I 14,2
20,3
20,3
. 20.3
, 20,3
20,3
14,2
14,2
I Объем, см9
НО
i
Раздел
200
250
250
500
500
750
750
Раздел
800
800
800
МпО4
А1
50
25
25
50
50
75
75
В2
50
50
50
Раздел С3, давление в монтежу (
2,03
Раздел
2,03 ,
20,3
750
75
С3» давление в монтежу
20,3
Раздел D4»
1,45
1,45
1,45
14,2
14,2
14,2
Раздел D4'
1.45
1,45
14.2
14,2
750 |
длина i
800
800
• 800
75 |
<амеры
100
100
100
длина камеры
800
800
100
100
Давление, кг см*
НСПД
! 40,0
45,5
47.5
36,3
39,2
38,5
38.5
47,5
64,4
61,5
кспд
54,6
47,6
49,0
35,0
35,0
• 28,5
' 38,5
47,5
65,0
64,4 !
31,5 кг, смГ- (N2)
37,8
37,8
100 кг\см? (No)
59,5 |
165 мм
60,0
64,5
63,6 N
394 мм
58,7
58,7
63 |
65,1
67,2
67,8
\
65,1
65,1
Время, сек.
ППВ
1,19
0,23
0,24
0,33
0,37
0,57
0,64
0,28
0,66
0,55
0,59
0,23
0,76
0,77
0,71
0,92
0,94
ПВ*
i 1,34
0,54
0,52
0,64
0,67
0,73
0,74
0,79
1,0>
1.04
0,68
0,3 4
1,14
1,17
1,19
1,26
1,24
* ПВ обозначена обшгя продолжительность впрыска, считая от начала впрыска (НВ) до конца
впрыска (KB). См. на диаграмме рис. 3. {Прим. ред.)
1 Топливо — tO-прсц. Н2О2; катализатор — 52-проц. МпО«"\ Давление в монтежу 61,5 кг с ч*
(азот). Длина камеры 165 мм. . .
2 Топливо - СС-пгоц. R,O?; катглкзглср — 41-пгсц. MnO4"; ъем^2^ » -1-. давление в
объем МпО4 1 *
монтежу 80 кг см7 (воздух); длина камеры 165 мм.
а Топливо — SO-прсц. НйО2; катглизатор — 52-проц. МпО4"; длина камеры 1С5 мм.
* Топлиео — ?C-nfOL\ Н,О2; кат*лизатор — 41 проц. MnO4"; ^6i>€MJ"^a- - ^; давление в
объем МпО4 1
монтежу 80 кг см". В опытах раздела D отношение скоростей впрыска перекиси и перманганата
составляет 16 1. так как вся перекись поступала в камеру за то время, за которое в нее
поступала первая полевика перманганата.

Химическое ракетное топливо
147
Таблица 3
Развитие давления в реактивной камере при различных концентрациях
перекиси водорода. (Топливо —800 см3 растЕора НоО..; катализатор —100 см?
41-проц. MnOj; объемное отношение количества топлива к количеству
катализатора — 16 1; даЕление в монтежу 80 кг, см2. Диаметр сопел: форсунки
для Н2О2—5,8 мм; (?орг\нки для iMnOj— 1,45 мм; реактивного— 14,25мм.)
Опыт
58
59
60
61
62

Концентрация
Н./Х,%
90
Ы)
70
to
ТА)
Давление
НСПД
61,0
57,5
56/)
01,0
, кг см*
КСПД
66,0
66,0
60,1
57,5
56,7
Время, сек.
ППВ
0,68
0,62
0/>7
0,47
0,41
пв
1, 05
1, D
0, 93
0, 68
0, 74
Среднее
поддержив.
давление
X ППВ
44,0
39,0
33,6
2t,6
21,7
Опыт №75
г~^-
Опыт /V? 76
^/. _ ..-.-..--
•
--- " 1
Onoim №-85
i
Опыт №67
Рис. 4 Восп1, оизеох'иу.ость i.OLioiKbix сг.ьпсе (ср. опыты 75 и 76, 85 и 8")
Концентрацию перманганата и отношения количества
перекиси к количеству катализатора можно менять в очень широких
пределах, что дает достаточные запасы для надежности
эксплоатации (табл. 4 и рис. 5). Раздел С табл. 4 показывает,
что нет заметной разницы между опытами, в которых рН
раствора перманганата кальция менялся в широких пределах — от
0,7 до 9,55. Как показывает раздел В, перерыв в подаче какого-
либо из реактивов не опасен. В этих опытах отношение
количества перекиси к количеству катализатора сохранялось
постоянным, а продолжительность подачи каждой из жидкостей
регулировалась путем изменения количества жидкости, загружаемой в
монтежу. Однако во избежание взрыва необходимо, чтобы
10»

Таблиц.г 4
Влияние объема и концентрации катализатора на
Опыт №
]
63
64
6")
66
67
68
69
70
71
72
73
74
58
57
54
55
56
33
9-17
(среднее)
34
давления
Перманганат
Раздел А', Н
52 °/оМп07
40,6 .
35 .
23
15
5 ,.
в реактивной камере
Давление, кг см?
НСПД
кспд
Время,
ппв
>О> 90-проц. концентрации
63,1
60,1
60,8
61,5
60,8
58,7
67,1
65,0
64,4
64,4
63,6
60,8
0,74
0,75
0,76
0,73
0,69
0,57
Раздел А1, Н.2О_. 70-проц. концентрации
52 %МпО4"
40,6 „
135 „
25
i 15
о
125 смл
80 „
сО .
25 „
: ю „
0,7рН
5,0 ,.
9,53„
56,0 j 57,4
56,6 | 57,6
i 56,6 1 57,4
56,6
56,6
57,4
57,4
60,9 53,1
Раздел В3
63,6
64.4
61,5
59,5
58,8
63,7
68.5
64,4
65,1
61.53
Раздел С4
42,0 38,5
37.8
42,0
38,5
42,0
0,39
0,34
0,39
0,37
0,41
0,49
0,68
0,63
0,55
0,66
0,66
\
0,54
0.59
0,54
развитие
сек
ПВ
1,19
1,14
1,13
1.07
1.04
0.92
0.88
0.81
0,85
0,84
0,81
0,94
1,05
1,10
0,94
0,97
0,94
0,79
0,80
0.78
1 8Э) см* Н,О;. 103 см* МпО4 . Диаметры сопел форсунки для Н2О2—5,8 мм;
для МпО4 —1,45 мм; реактивного—14,2 мм. Давление в монтежу 80 кг см*; длина
камеры—165 мм.
- 800 см* 90-проц. Н;О2, концентрация МпО4 —41%; диаметра солел, даол:-
нис в монтежу и длина камеры, как в п. А.
3 После запуска давление колебалось с амплитудой 24,5 кг см-.
* 800 см9 90-проц. Н4Оа, 100 см9 52-ироц. МпО4 —. Диаметры сопел форсунки
для Н.О-—6,45 мм; для МпО4~~— 2,03 мм; реактивного—20,3 мм; давление азота
в моятежу 61,5 кг см2.

Химическое ракетное топливо 149
раствор перманганата подавался раньше или, по крайней мере,
достигал камеры одновременно с перекисью.
В табл. 5 показано влияние охлаждения реактивов. При этом
наблюдается небольшое, едва заметное уменьшение давления,
но продолжительность процесса при холодном топливе не
уменьшается по сравнению с опытами при температуре окружающей
среды. Важный вывод из этих опытов заключается в том, что
Опыт №64 90%-ная перекись водорода,41'/,-ный раствор перманганата
Опыт №67 90%-ная перекись водорода, 15%-нып раствор перманганата
Опыт №69 ро%-ная перекись водорода,52%-ный раствор пермснганата
Опыт №74. 70%-ная перекись водорода, 5%ный раствор перманганата
Опыт №-57 90%-юя перекись водорода, 80см341%-ншраствора перманганата
Опыт №54 30%'нал перепись водорода,50см3 41%-ного раствора перманганата
Опыт №56. 90%-ная перекись водорода, 10см3 41%-нко раствора перманганата
Рис. 5. Влияние концентрации и сбъемл катализатора на развитие давления
в |еактивной камере.
холодные реактивы не задерживают развития процесса; это
указывает на возможность успешного запуска. Второстепенные
различия, вероятно, связаны с увеличением вязкости и плотности
жидкостей при пониженных температурах. Таким образом, эта
система топлива дает возможность работать при низких
температурах. В одном опыте кусочки замазки, уплотнявшей
соединения на резьбе, упали в резервуар для подачи перекиси и
вызвали кипение ее. Опыт все же провели до конца, чтобы проследить,
какое влияние окажет повышение температуры. Опыт прошел
удовлетворительно и ничем не отличался от других опытов с
такими же концентрациями.

150
Раздел III. Окислители
Ряд опытов с 73-проц. перекисью, полученной путем
концентрации 35-проц. технической перекиси, не дал заметных
различий.
Был проведен также ряд опытов для определения влияния
большого избытка раствора перманганата кальция. Перекись различной
концентрации — от 48,4 до 89,7% — брали в количестве 800 см*.
Таблиц! 5
Влияние охлаждения реактиЕОз (во всеч опытах применялись одни и те же
форсунки и реактивные сопла; давление в монтежу равнялось 84 кг,см'2;
Опыт
Конце н-
трация
Н2О3%
100 см* 41-проц. У
Давление, кг см-
НСПД
КСПД
среднее
из НСПД
и КСПД
1пО4;
800 см* Н„О,
)
Время, сек.
нпд
кпд
KB
ппв
Температура.'С
н2о3
МпО4
Раздел А
77
78
91
92
85
96
93
94
89,3
89,3
89,3
89,3
54,7
61,2
61,0
56,4
57,8
72,6
62,3
54,7
56.3
66,9
61,5
54,7
0,02
0,02
0,03
0,03
0,82
0,70
0.74
0,74
1,27
1,16
1,10
1,13
0,80
0,68
0,71
0,71
12 ! 12
9; «
1 .! —23
1 -18
Опыты при нормальной температуре в сравнимых условиях
89,3
89,3
70
70
67,1
63,7
65,7
62,6
0,01
0,03
0,79
0,83
1,21
1,20
0,78
0,80
64,3
61,0
50,6 , 54,7
53,3 I 57,5
Окруж.
среды
Раздел В
52,6
55,4
0,04
0,07
0,33
0,47
0,66
0,29 | —:
0,Ш 0,40
-28
-28
Опыт при нормальной температуре
70 72
Г,6,6
57,4
57,0
0,02
0/37 | 0.83 0,35
Окруж.
среды
Пермангаиат был 41-проц. или 52-проц., и его брали от 400 до
800 смг. Опыты были вполне сравнимы с нормальными опытами,
проведенными на таком же количестве перекиси с такими же
концентрациями, за исключением того, что из выходного сопла
выбрасывалось большое количество неиспользованного
перманганата в виде пурпурного облака.
Были проведены опыты для выяснения возможности
применения азота вместо сжатого воздуха в резервуарах для подачи
топлива, причем не было обнаружено никакой разницы.

Химическое ракетное топливо 151
Выводы
Опыты с реактивным двигателем показывают возможность
безопасной и успешной работы при изменении условий в широких
пределах. Перманганат должен поступить в реактивную камеру
раньше, чем перекись, или, по крайней мере, одновременно с ней.
Перекись в концентрациях от 80 до 90% и перманганат с
концентрацией от 5 до 52% (по содержанию ионов МпО~4)
были успешно использованы при изменении в широких пределах
отношения объемов перекиси и перманганата. При высокой кон*
центрации перекиси развиваемое давление выше и сохраняется
дольше.

Статья вторая
ИССЛЕДОВАНИЕ КОРРОЗИОННЫХ СВОЙСТВ И СТАБИЛЬНОСТИ»
Ф. Беллинджер, Г. Фридман, В. Бауэр, Дж. Истс, В. Бул
(F. Bellinger, H. Friedman, W. Bauer, J. Eastes, W. Bull.
„Chemical Propellents. Corrosion and Stability Studies"; Industrial &
Engineering Chemistry, 38, Ne 3, 310—20, 1946.)
В военных сообщениях часто приводились заявления
жителей Франции о взрывах на площадках для запуска ракет
вследствие нестабильности концентрированной перекиси водорода.
В литературе [5] упоминается о сильных взрывах перекиси.
С другой стороны, исследования Мааса и его сотрудников
показывают, что перекись вполне стабильна, если она достаточно
хорошо очищена. В Калифорнийском технологическом институте
около двух лет хранится проба 95-проц. перекиси в
обыкновенной эрленмейеровской колбе (из стекла пирекс), накрытой
перевернутым химическим стаканом; эта перекись оказалась
достаточно» стабильной.
Предполагалось, что концентрированные растворы перманга-
ната не отличаются с точки зрения удобства обращения с ними
и стабильности от более слабых растворов; и полученные
данные подтвердили это предположение.
В США слабые водные растворы перекиси водорода обычно
концентрируют перегонкой под вакуумом до содержания Н2О2
не более 35% с добавлением соответствующих стабилизаторов [5].
Такой раствор может содержать заметные количества
посторонних веществ, в зависимости от источника получения и от
назначения перекиси. В табл. 1 приведены типичные составы таких
растворов перекиси.
Один из простейших способов производства
концентрированного раствора состоит в отгонке воды из продажного продукта
C0—35%); при этом в перегонном кубе в остатке получают
концентрированную перекись водорода. Благодаря разнице в
точках кипения воды и чистой перекиси, этого можно относительно
легко добиться перегонкой под вакуумом в небольшой
ректификационной колонке.
Полученный таким способом 90-проц. раствор перекиси водо
рода содержит все нелетучие примеси и стабилизующие
вещества, имевшиеся в исходном продукте; их концентрация, таким
образом, примерно в три раза больше, чем в первоначальном
разбавленном растворе. Концентрированную перекись можно затем
* Перевод дан со значительными сокращениями. Опущены многие
содержащиеся в статье таблицы с данными о стабильности перекиси и ее
в.-ияния на различные материалы, а также детали псстаксЕкн ряда опыте:',.
{Прим. ред.)

Исследование коррозионных свойств
153
подвергнуть перегонке, чтобы получить продукт, очищенный от
нелетучих веществ. Эту перегонку нужно выполнять с большей
тщательностью и осторожностью, чем первую операцию отгонки
воды, так как концентрация нелетучих веществ в перегонном кубе
продолжает возрастать по мере отгонки перекиси. Существует
опасность, что будет достигнута точка, в которой остающаяся
перекись при такой высокой концентрации солей разложится быстра
или даже со взрывом. Перегнанную перекись можно подвергать
вторичной перегонке уже с меньшей опасностью такого взрыва..
Таблица 1
Состав продажной перекиси водорода
[ Суперок
сол ь{ Мер
ок-
I соль(Мерк)'
Пенсия ь-
ванил Солт
Мэнюф. Ко2
29
28,1
Бекко3 | Дюпон3
Частей на мил;кон
Нелетучие вещества . .
Свободная кислота
(в ЕИдеН.5О4)
Хлориды
Сульфаты
Фосфаты
Азот, общее содержание
Аммиак
Натрий
Олоео •
Окись креуния
Нитраты
500
1000
10
250
50
I
960
140
370
ЗоО
'0
31
34,9
1240
310
нет
460
380
80
60
нет
5Э
30
35,2
340
нет
2
360
50
190
20
5Э
И
190
1 Данные на этикетке.
' По данным фирмы.
:; По анализу.
Стабильность перегнанной перекиси зависит от того, насколько
удалось избежать увлечения примесей парами при перегонке.
В связи с интересом, проявляемым к 80—90-проц. перекиси
водорода, и возможным спросом, который потребует ее
производства в больших масштабах, фирма «Буффало Электрокемикел
Компани» разработала способ получения стабильного
чрезвычайно чистого продукта. Этот процесс основан на многократной
перегонке продажного продукта и регулируется таким образом,
чтобы избежать слишком высокой концентрации и нагрева
нелетучих веществ в концентрированной перекиси. Фирма считает,

154 Раздел III. Окислители
что стабильность их концентрированной перекиси объясняется
высокой степенью 'ее чистоты, т. е. отсутствием в продукте
других компонентов, кроме воды и перекиси.
В лаборатории Военно-Химической Службы США
концентрированную перекись водорода приготовляли, удаляя воду из
30—35 проц. продажного продукта при помощи полной
перегонки. Перегонка производилась под вакуумом в аппарате,
изготовленном целиком из стекла пирекс; разрежение в системе,
создаваемое вакуумным насосом, регулировалось маностатом. Для
защиты насоса были установлены две ловушки, охлаждаемые
смесью твердрй углекислоты с ацетоном. Между перегонным
кубом и головкой с обратным холодильником была установлена
колонка Вигре около 600 мм длиной и 25 мм в диаметре,
снабженная рубашкой, через которую можно было пропускать воду *.
При работе с охлаждением колонки получается лучшее
отделение воды от перекиси. Данные этих опытов показывают, что
концентрированную перекись можно приготовить перегонкой под
вакуумом при давлении до 30 мм рт. ст., без чрезмерного
термического разложения перекиси. Удовлетворительный выход
перекиси получается и при использовании концентрата, остающегося
в перегонном кубе, и при ее перегонке; однако первый способ
оказался лучше.
Испытание на стабильность
Повышение давления. Для определенця_хтепени разложения
перекиси по повышению давления применялся стеклянный
манометр с запаянным концом (рис. 1). Устройство состояло из
сосуда, соединенного через ловушку с капиллярной трубкой, в
которой находится короткий столбик ртути. Ртуть вводилась через
открытый конец капилляра, столбику придавалось нужное
положение, и конец капилляра запаивали. Перекись E см3)
вводилась в шарик через боковую наполнительную трубку, которую
затем запаивали. Если производились испытания на коррозию
металлов, то полоска металла впаивалась в трубку до введения
жидкости. Давление в какой-либо данный момент времени
определялось (в атмосферах) по формуле
p = pi(Ll L.)t
где р\—начальное давление A атм),
Lx— расстояние от верхнего конца капилляра до ртутного
столбика в момент заполнения,
L2— то же в момент отсчета.
* В статье приводится подробная таблица с данными опытоз по
разгонке, опушенная в переводе. (Прим. ред.)

Исследование коррозионных свойств
135
В более точном виде эта формула должна быть написана так:
где р\—начальное давление в капилляре до его запаивания,
L — длина ртутного столбика в мм.
Имея в виду характер измерений, можно считать первую
формулу достаточно точной и принимать начальное давление равным
одной атмосфере.
О")
Капиллярная трубка,
'наружный оиам 7мм.
внутрен диам Uv.m
Ртуть
Ширин,
наружи аиам.Э.бмм
Стеклянная
трубка,
наружн.диам. 16мм
Рис 1. Аппарат для измегения дазлсния.
Стабильность при 100° С. Перекись оказалась относительно
стабильной при 100°С; пробы перекиси с концентрацией 86,7%
нагревались в течение 24, 48, 96 и 168 часов. В конце каждого
периода нагрева анализ показал содержание перекиси в 85,7;
83,9; 83,1 и 80,4% — соответственно.
Проба с горячей проволокой. Чтобы определить влияние
внезапного воздействия высокой температуры на небольшую
часть объема перекиси, в концентрированную перекись погру-

156 Раздел 111. Окислители
жали поочередно кусочки проволоки (длиной 64 мм) из меди
диаметром 0,5 мм, из серебра диаметром 3,25 мм и из
платины диаметром 0,2 мм; к концам этой проволоки подводиль
напряжение в ПО вольт. Во всех случаях проволока мгновенно
расплавлялась, но перекись, повидимому, не претерпевала
никаких изменений.
Испытания на коррозию
Для расчета отношения объема жидкости к поверхности
резервуара был взят стандартный барабан емкостью в 116 л, для
которого это отношение вычислено по формуле:
A ~2(r+h)
где V—общий объем резервуара A16 л),
А — площадь внутренней поверхности резервуара,
а — коэфициент заполнения,
-? — отношение объема к поверхности,
г — радиус резервуара,
h — высота резервуара.
Так как было неудобно изменять каждый раз размеры
испытуемых образцов в зависимости от различных объемов
применяемой в испытаниях перекиси, то были выбраны два размера. Один
образец был рассчитан так, чтобы получить^отношение
поверхности к объему в десять раз больше, чем в барабанах в 116 л,
применительно к объему пробы в 5 см3, как в опытах по измерению
давления при разложении перекиси. Эти образцы имели размер
29 X 7 X 2 мм. Другой образец был рассчитан на пробу в
150 см3 для испытаний в большем масштабе. Размеры этих
образцов — 53 X 14X2 мм.
Изменения цвета образцов и процесс разъедания (питтинг)
наблюдались визуально. Образцы взвешивались до и после
испытания, и степень коррозии вычислялась по обычной формуле*.
r_ w |о.оо 1
С ~~ AS I
где С — степень коррозии (проникновение коррозии вглубь
в см/месяц),
W — потеря в весе в жг,
А — площадь образца в см2,
S—удельный вес образца в г/см3,
Т — продолжительность испытания в месяцах.
Испытания на коррозию проводились вместе с испытаниями
на стабильность, для чего образцы материалов помещались и
манометр. Для испытаний на коррозию и стабильность при тем-

Исследование коррозионных свойств 157
пературе окружающей среды образцы целиком или частично
погружались в перекись, налитую в небольшие пробирки или колбы,
прикрытые сверху, чтобы предохранить их от попадания пыли.
Для испытаний при 50°С перекись помещалась в пробирки с бун-
зеновским клапаном из «коросиля» или в эрленмейеровскую
колбу, покрытую перевернутым химическим стаканом.
Перед испытанием стальные образцы подвергались травлению
в течение 10—20 сек. в 10-проц. серной кислоте при 80° С для
очистки от окалины.
Алюминиевые образцы протравливались стандартными
способами, применяющимися при травлении алюминиевых резервуаров,
предназначенных для хранения перекиси *.
Способ компании «Дюпон». Дюпон применяет
следующие три способа [4]: травление 50-проц. азотной кислотой в
течение 16 часов при комнатной температуре; травление 35-проц.
азотной кислотой при комнатной температуре с вечера до
следующего дня; травление 50—100-проц. азотной кислотой в
течение 9—16 часов.
Компания «Буффало Электрокемикел» («Бекко»). Первая
операция состоит в погружении барабана на 1 час в 0,5-проц.
раствор едкого натра с последующей промывкой водой; вторая
операция состоит в травлении 35-проц. серной кислотой в
течение 1 часа и затем в промывке водой.
Компания «Пенсильвания солт». Первгая операция:
приготовляют 46,4 кг 6-проц. раствора едкого натра на
водопроводной воде, заливают раствор в барабан и катают его в течение
5 минут. Затем раствор переливают во второй барабан. Одним
и тем же раствором можно обработать 25—30 барабанов.
Затем их промывают водопроводной водой. Во второй операции
барабан катают в течение 3 минут, залив его раствором
следующего состава:
6,37 кг 70-проц. HNO3 A1,3% по весу)
4,54 » 48-проц. HF(8,1% по весу)
_45,40 » водопроводной воды (80,6% по весу)
56,3 Г "кг.
Хранение концентрированной перекиси
Обычно перекись перевозят и хранят в барабанах на 116 л,
изготовленных из алюминия с содержанием не менее 99,6% А1,
чтобы помешать нежелательной реакции металла с перекисью C].
Данные табл. 2 свидетельствуют, что концентрированную
перекись можно хранить в таких резервуарах до температуры 65°С
и даже выше. Барабан с перекисью № 3 был помещен в печь
* В переводе опущена таблица с перечнем и спецификацией
испытанных на коррозию материалов. (Прим. pea.)

Раздел 111. Окислители
и находился в ней две недели при температуре 50сС; затем
температуру подняли до 65°С. Ескоре после этого в печь при
температуре 65Х поместили барабан № 9. Результаты этих опытов
приведены в табл. 2.
Таблица 2
Стабильность перекиги гоюрода в алюминиевых
барабанах
Число и месяц
7 мая
21 гая
22 мая
28 мая
11 июня
25 июня
24 мая
31 мая
14 июня
28 июня
Дни
Барабаь
0
14
1
7
21
35
Барабан Лг°9
0
7
21
33
Проц ЬШа
I № З1
8^,9
89,6
89,2
89,1
88,7
при 65°С з
?0,3
90,1
89,4
89,0

Температура, (С
—
50
65
65
65
65
1 Анализ, проведенный 7 марта, дгл 9),1 "о Н.,О2.
* Анализ, проведений 27 марта, дал 9.',2% Н2О.|.
Для промежуточного хранения и перевозки
концентрированной перекиси (уже взятой со склада) были взяты четыре банки,
изготовленные из алюминия марки 2S. Банки были
цилиндрические, емкостью по 11,3 а к ним имелись сифоны с трубками из
алюминия 2S, которые можно было вставлять в банки вместо их
алюминиевых крышек. Банки были протравлены по одному из
стандартных способов, после чего в них хранили 35-проц.
техническую перекись в течение приблизительно одного месяца при
нормальной температуре. В течение этого времени содержание
перекиси изменилось лишь незначительно, хотя обнаружилось
разъедание (питтинг) алюминия, особенно заметное на двух
сифонных трубках. Две банки из четырех были опорожнены,
хорошо промыты дестиллированной водой и без просушки
наполнены концентрированной перекисью. Их поставили на склад и
через определенные промежутки времени подвергали перекись
анализу объемным методом, позволяющим обнаружить большие
изменения концентрации. По истечении 30 дней весовым методом

Исследование коррозионных свойств 159»
было показано, что содержание перекиси в банке № 1 понизилось
на 0,8% (с 89,5 до 88,7%), а в банке № 2 —на 1% (с 89,5 дэ
88,5%). Таким образом, банки из алюминия 2S можно считать
пригодными для промежуточного хранения и перевозки.
Стабильность концентрированной перекиси определялась
также при хранении ее в лабораторной посуде из стекла пирекс для
сравнения со свойствами различных других материалов.
Оказалось, что в присутствии стабилизаторов перекись можно хранить
при 50°С в посуде из пирекса, причем значительного
разложения не наблюдается. Хотя 90-проц. перекись в пробирке, взятая
отдельно, оказалась вполне стабильной, но в присутствии
пластинок из металлов небольшое количество перекиси E см3)
полностью разлагалось меньше чем за неделю при комнатной
температуре. Опыты в сосудах разных размеров из пирекса показали,,
что* различия в стабильности перекиси, связанные с размерами
стеклянных сосудов, невелики, но в больших сосудах заметна
тенденция к большей стабильности. Это означает, что
недостаточная стабильность, наблюдаемая в малых объемах перекиси в
присутствии металлов, вызывается главным образом
присутствием металла, а не стеклом. Концентрированная перекись в
сосудах из пирекса обладает высокой стабильностью даже при
температуре до 100°С. При этой температуре концентрация
стабилизованной перекиси с начальной концентрацией в 86,7%
понизилась за неделю только на 6%; при температуре 50°С
концентрация упала на 1 % за 11 дней.
Более высокую стабильность материала, приготовленного
путем концентрации разбавленной перекиси, по сравнению со
стабильностью более чистого продукта, полученного перегонкой
разбавленной перекиси, можно приписать присутствию
стабилизаторов в первом случае. (Очень чистый продукт — «Бекко»
содержит добавку стабилизатора в количестве 2 частей на миллион.)
Данные испытаний показывают, что перекись в алюминиевых
барабанах емкостью 116 л более стабильна, чем следовало бы
ожидать по лабораторным испытаниям в стеклянной посуде.
Большая стабильность в алюминиевых резервуарах может
объясняться многими факторами: различием в отношении поверхности
к объему, различием в характере самих поверхностей, большим
влиянием загрязнений при малых объемах перекиси и
возможностью загрязнения лабораторных образцов, которые чаще
подвергаются различным манипуляциям.
Способность перекиси к реакции с различными материалами
Каждый из перечисленных в табл. 3 материалов в
отдельности добавлялся в пробирку, содержавшую 10 см3
концентрированной перекиси. На основании визуальных наблюдений были

160
Раздел III. Окислители
отобраны те образцы, которые, повидимому, не вызывают
реакции. Последние были помещены в 150 см3 концентрированной
перекиси, налитой в накрытую эрленмейеровскую колбу емкостью
в 250 см3. Однако данные табл. 3 показывают, что некоторые
из этих материалов можно применять для быстрого разложения
перекиси в тех случаях, когда это желательно.
Таблица 3
Испытания активности концентрированной перекиси водорода
по отношению к металлам и соединениям металлов
Материал, приведенный
в соприкосновение с перекисью
Результат
Никель гранулированный
Серебро листовое
Свинец гранулированный,
не содержащий серебра
Цинк гранулированный
Перекись свинца
Кобальт
Магниевая лента
Сурьма в порошке
Кадмий в палочках
К2Сг04
Олово, фольга
NaOH, шарики
Р'ПТЬ
Припой
Медная проволока, луженая
Платиновая проволока
Медная проволока
Хромелевая проволока
Немедленной реакции нет;
медленное выделение газа при
стоянии
Выделение газа, сначала медленное;
быстро становится бурным, затем
замедляется, оставаясь быстрым
и, повидимому, постоянным
Бурная реакция
Тот же. что и с никелем
Реагирует со взрывом
Умеренно замедленная реакция
Реакции нет
Очень медленное выделение газа
Очень медленное выделение газа,
немного более быстрое, чем
с А12О3
Очень медленное выделение газа
Тот же, что и с никелем
Немедленная быстрая реакция
с образованием синего
соединения, вероятно, перхромата
Реакции нет
Умеренно медленное выделение
газа, повидимому, с постоянной
скоростью
Выделение газа со средней
скоростью, с образованием красной окиси
Сначала реакции нет, но при
повторном воздействии бурная реакция
Очень медленная реакция
Очень медленная реакция
Слабая реакция
Очень медленная реакция

Исследование коррозионных свойств Н31
В этом отношении особенно выделяются и заслуживают
дальнейшего изучения двуокись свинца и хромокислый калий. Табл. 3
показывает далее, что из испытанных металлов наименьшее
разложение перекиси вызывали никель, кадмий, сурьма, кобальт,
цинк и магний. Действие этих металлов желательно было
исследовать количественно. Данные по действию этих металлов при
комнатной температуре и при температуре в 50°С приведены
в табл. 4; кадмий и цинк вызывали лишь небольшое разложение
перекиси, но сами подвергались коррозии. Основываясь на этих
испытаниях, можно считать все эти металлы непригодными
в качестве материала для изготовления резервуаров для
хранения перекиси.
Данные других испытаний* показывают, что перекись почти
не вызывает коррозии металлов (за исключением кадмия и
цинка), хотя сама может почти полностью разлагаться при
соприкосновении с ними. Увеличение стабильности стабилизированных
перекисей заметно также и в присутствии металлов. Тот же
стабилизирующий эффект добавок наблюдается и в отсутствии
металлов. Данные о поведении образцов алюминия и
нержавеющей стали, помещенных в 5 см? перекиси, показывают, что во
всех случаях соприкосновение с металлами, особенно с
нержавеющей сталью, вызывает значительное снижение стабильности
перекиси. Исключение составляет перекись, приготовленная
концентрированием слабого раствора, что можно приписать
присутствию в ней большего, чем обычно, количества стабилизатора.
Добавление еще большего количества стабилизатора может
сделать его концентрацию слишком большой. Следует вспомнить
в этой связи, что отношение поверхности образцов к объему
перекиси было в десять раз больше, чем в стандартном
барабане для перекиси емкостью в 116 л. На «коросиль», «гарлок-779(Ь
и сарановые трубки 35-проц. техническая перекись при комнатной
температуре оказывает слабое действие. Сама перекись лишь
слегка разложилась от соприкосновения с этими материалами.
Полиэтилен (плэкс) не изменился на вид после 9-дневного
пребывания в концентрированной перекиси при 50° С. Масло «сенко
гайвэк» не изменилось заметно после 75-часового пребывания
в концентрированной перекиси при 50°С.
Концентрированная перекись не влияет на зеркальную
поверхность нержавеющей стали (но может дать отложение на
алюминии), хотя сама перекись может при этом разложиться. Кожа,
даже покрытая смазкой «силикон» для кранов, сильно
разъедается в короткий срок.
* Эти данные приведены в ряде таблиц, дающих сводку результатов
испытаний на коррозию различных материалов, на стабильность перекисей
в присутствии алюминия, стали и других материалов. Таблицы не включены
¦в перевод. (Прим. ред.)
184—11

Таблица 4
Стабильность концентрированной перекиси при
соприкосновении с различными металлами
Число дней
0
1
2
3
4
6
8
10
12
14
16
23
30
37
43
В начале. •
В конце . .
Изменение .
Число дней
0
1
3
4
5
9
12
17
31
Изменение
В начале . .
В конце . .
Изменение.
Ni
Cd
1
Zn
Комнатная температура 1
Процент перекиси
89,5
87
87
86
85
85
85
85
85
85
84
83
81,0
73,4
67,5
5,2854
5,2821
-0,0033
89,0
88,0
82,6
82,0
78,4
78,4
43,5
6,9
—
89,0
5,0006
4,9968
—0,0038
89,5
89
88
88
87
87
87
87
87
87
87
87
86,9
87,4
87,1
Вес, г
4,7135
4,7012
—0,0123
89,5
88
88
88
88
88
88
88
88
88
88
88
87,5
87,3
: 86,5
^1987
4,9266
-0,2721
Температура 50°С
Процент перекиси
89,0
88,4
88,4
88,4
88,4
88,0
88,3
87,4
84,6
4,4
Вес, г
5,0373
5,0474
+0,0101
89,0
89,0
89,0
89,0
88,4
88,4
89,1
88,0
86,9
2,1
5,0471
4,9732
—0,0739
89,5
87
87
87
86
85
84
83
83
82
82
80
78,2
71.9
67,0
0,5314
0,5117
-0,0197
80,0
89,0
88,4
86,9
79,4
79,1
71,8
71,8
40,6
48,4
0,4395
0,4477
+0,0082
1 В присутствии кобальта концентрированная перекись разложилась прибли-
зительно за один час, а с сурьмой перекись разложилась в течение ночи.

Исследование коррозионных свойств
163
Покрытие холодно-катанной стали смазкой «силикон» для
кранов замедляет, но не прекращает разложение перекиси
сталью.
Результаты стандартных испытаний. Предполагалось, что
150 см3 перекиси в эрленмейеровской колбе емкостью в 250 см3
являете* достаточно* большой пробой для получения надежной;
ответа на вопрос о стабильности перекиси при обычном хране*
нии и в то же время — достаточно малым количеством для
удобного обращения с ней в лаборатории.
Таблица 5
Влияние чистоты алюминия на разложение растворов 87,2-прои. перекиси
Образец
А1, И*
Fe
Si
А
99,39
0,51
0,10
1
1 в
i
1
| 99,49
1 0,43
! 0,08
с
99,61
0,26
0,13
D
99,70
0,23
0,07
Е
99,80
0,14
0,06
7 дней
15 „
22 „
29 „
36 .
В начале
В конце
Изменение
—
82,1
78,0
74,3
68,2
3,2699
3,2697
— 0,0002
1 По разности.
Процент
—
84,2
81,2
79,2
75,9
Вес
2,6483
2,6484
+ 0,0001
перекиси
—
85,5
83,6
82,2
80,0
1ЛГ67
i,:564
— 0,0003
—
84,8
82,3
80,5
77,7
2,4224
2,4224
0,0000
—
86,0
84,3
83,4
81,9
2,8267
2,8267
0,0000
В табл. 5 и 6 приведены данные таких испытаний. Чтобы
получить достаточную стабильность, необходимо иметь
алюминий с чистотой не менее 99,6%; еще большая чистота не
вызывает дальнейшего улучшения условий хранения (табл. 5).
Заметных различий в коррозии при различной чистоте проб перекиси
не было обнаружено.
Присутствие небольших количеств магния в алюминии
безвредно, и различия между образцами алюминия зависят от
некоторых специфических примесей. Данные а стабильности

164 Раздел HI. Окислители
перекиси при хранении ее в соприкосновении с чистым оловом,
танталом и смазкой «силикон» для кранов показывают, что эти
материалы дают лучшие результаты, чем очень чистый
алюминий.
Табл. 6 показывает, что первоначально соприкосновение
перекиси с нержавеющей сталью вызывает быстрое разложение.
Предполагалось, что поверхность стали стала активной; поэтому
колба и образцы были промыты дестиллированной водой, и
испытания возобновились со свежей перекисью с тем, чтобы
установить, будет ли продолжаться быстрое разложение или
даже ускорится. Как показывает табл. 6, в действительности
произошло обратное: стабильность перекиси оказалась того же
порядка, как и в испытаниях с алюминием. Когда металл
поочередно подвергали воздействию жидкости и воздуха, то
стабильность перекиси также оказалась хорошей и близкой к той,
которая получилась при вторичной обработке образцов стали.
Это показывает, что хотя вообще перекись можно безопасно
хранить в соприкосновении со сталью, но важно, чтобы
поверхность стали была в надлежащем состоянии.
Малоуглеродистая сталь является практически непригодным
материалом, так как трудно сохранять ее поверхность в
неокисленном состоянии. Даже незначительное количество
ржавчины сильно ускоряет разложение перекиси. Так как
нержавеющие стали хорошо противостоят обычной коррозии, то они
имеют тенденцию сохранять такое состояние поверхности,
которое им придано*.
Образцы алюминия E X MX 0,1 см) погрузили на три
четверти в концентрированную перекись, налитую в эрленмейе-
ровскую колбу емкостью 250 ел*3; колбу выдерживали при
температуре 50° С. Табл. 5 показывает, как с течением времени
изменялась концентрация перекиси.
Образцы алюминия размером 0,2 X 0,7 X 2,9 см подвесили в
концентрированной перекиси, налитой в эрленмейеровскую колбу
емкостью 250 см3, накрытую чашкой емкостью 150 еле3.
Ко дну чашки была припаяна стеклянная палочка с крючком hi
свободном конце, на котором и весели образцы, на три четверти
погруженные в концентрированную перекись. В каждой колбе
помещали по три образца, протравленных по способу Бекко,
1фичем ни один из алюминиевых образцов не подвергся
заметной коррозии, но концентрированная перекись оказалась более
стабильной в присутствии алюминия с чистотой 99,7% и
алюминия 52 S 1/4H, чем в присутствии алюминия 2 S 1/4H. Другое
* Детальные табличные данные о влиянии перекиси на различные
материалы и о разложении самой перекиси в их присутствии опущены в
переводе. (Прим. ред.)

<с !
I
4-
9515
о
0322
со
CI
9305
со
о
1968
О
оо
"*•
I"*
iC
1С
о
3
iC
о
1
iC
со
т
6047
ю
S
О
CO
00
I
3
h
e;
„. О
о
то* со* со*
оо оо оо
О 1С «С
со"
00
t
CO
^*
00
оо
«г
оо
об*
00 ОО ОО ОО ЭО
'?~?~"а~??"
Ож Юж сОж
|Г~ \О СО
оо оо оо
00 00
оо оо
in ю
оо оо
?~?~
s
ОО ОО ЭО
ОО
CO
oo
So S5
1^ t^ l
oc oo со
00
ао
оо оо
со оо оо
00
GO
оо
00
00
r-. oo
JO OO
OO 00
00
S5
SS
oo
oo
00
00
ЭО
s
So
00
So
00
00
00
00
OO
оо
оо
1^ ОО
оо оо
оо оо
§§ S8
CO
OO
OO
со с
<N iO
oo
S
S S
8 S?
5 S
CO
oo
— сч го
сооооо
Ю
oo
CO
oo
CO
00
? 8
CO CO t>-
oo oo oo
CO
CO
?
So
§8 28
?
те
и
1
о
?
со
со
О -*!•
^" СО
со со
со со
8
со
со
СО
со
со
СО
со
со
00
оо
со
со
00
об
со
со
о
о
5
о
о
5
! П
0)
X
t=t
в;
ЧИС
дего
2
V
о
X
чет
н
X
о
с
X
«О
про(
2
X
л
рол
X
о
X
о
X
о.-
ё
8.
с
S
8'
8.
8
а
а
сч
8
2
00
?J
СО
ю
со
<м
So
о
00
So
28
28
28
§8
28
28
28
28
§8
SB
00
28
28
28
О5
ОО
г
00
3
S5
1С
00
28
00
00
00
00
00
оо
00
оо
28
?
28
28
OS
во
So
со
28
28
ОС
S8
S
о:
и и Q

166 Раздел III. Окислители
испытание с теми же металлами и в тех же условиях, но
при 50°С, дало те же результаты.
Кусочки олова и тантала и 1-граммовые пробы смазки для
кранов «силикон» фирмы «Доу» поместили отдельно в
концентрированную перекись, налитую (по 150 см?) в эрленмейеровские
колбы емкостью 250 см3. Накрытые колбы выдерживали при
заданных температурах, анализируя перекись через определенные
промежутки времени. Ни олово, ни тантал не подверглись
коррозии; концентрированная перекись не изменилась от
соприкосновения с этими металлами и разложилась от «силикона» не
больше, чем под действием одного только стекла.
Данные опытов табл. 6 получены в следующих условиях: два
взвешенных стальных образца (размером 0,2X0,7X2,9 см,
с общей площадью б 11 см2) подвесили на стеклянной палочке
в эрленмейеровской колбе, содержавшей 150 см3
концентрированной перекиси. Действительная начальная концентрация
равнялась 90,2%. Образцы были целиком погружены в жидкость,
а колба накрыта чашкой емкостью 150 см3, так что возможность
испарения была ничтожна. Колбы держали при комнатной
температуре и в указанные в таблице сроки отбирали пробы
перекиси в 1 см3 для анализа. На семнадцатый день все колбы,
кроме контрольных (Fi и F2), опорожнили и после промывки
колбы и образцов дестиллированной водой налили снова по
150 см3 89,5-проц. перекиси. Образцы в начале испытания
промывались толуолом, ацетоном и водой и протравливались в
течение приблизительно 15 секунд 10-проц. серной кислотой при
температуре 80° С. Затем их промыли водой и ацетоном,
просушили при 110° С и взвесили. По окончании испытания образцы
стали промыли водой, просушили при 110° С и взвесили. Чтобы
определить влияние попеременного воздействия
концентрированной перекиси и воздуха, образцы нержавеющей стали
погружали в концентрированную перекись A50 смг) в колбе емкостью
250 смъ и оставляли в ней на ночь (на 16 часов); днем их
держали в пустой колбе (8 часов).
Применение стабилизаторов
Так как при некоторых условиях нержавеющая сталь может
вызвать быстрое разложение концентрированной перекиси,
представлялось желательным выяснить возможность нахождения
такого стабилизатора, который уменьшил бы разложение
перекиси при хранении ее в резервуарах из нержавеющей стали и в то же
время не влиял бы на стабильность перекиси в алюминиевых ба
рабанах. Табл. 7 и 8 показывают, что высокая концентрация ста-
бьлизатора (например, Na3PO4 12H2O. — Ред.) может
действовать хуже, чем полное его отсутствие. Когда было установлено,

Исследование коррозионных свойств
167
что концентрированная перекись разлагается довольно быстро
в присутствии стали, был проведен ряд испытаний для отбора
Таблица 7
Влияние концентрации стабилизатора Na3PO4'12H2O на
раствор 89,8-проц. перекиси
Опыт
А
В
С
D
Е
Na&PO4, частей на
миллион
100
500
1000
5000
10000
Проц. перекиси
при 50е С
7 дней
89,3
88,8
88,0
58,5
0*
14 дней
89,1
87,2
86,5
0
Проц. перекиси при
3 дня
0
0
7 дней
77,0
100сС
14 дней
60,8
По истечении 3-х дней эта проба полностью разложилась.
Таблица 8
Стабильность 89,8-проц. перекиси
со стабилизатором „Дюпон" при
100°С
Опыт
Стабилизатор1,
частей на мил-
Проц. перекиси
ЛИОН
7 дней 14 дней
А
В
г**
D
Е
ПО
505
1040
5 100
10000
85,4
82,6
86,1
87,4
64,5
82,3
77,7
82,7
63,7
43,5
1 Приготовлен по методу Джильберта и Рей-
херта [11.
стабилизаторов, которые можно добавлять к концентрированной
перекиси. С этой целью подвешивали два образца нержавеющей
стали на стеклянных палочках, причем металл был полностью

P о
о н
— Од
о я s
РЪЪ:У
ГС "И
Г"
о-
я " я
1 S-S-S888SS23 8888
СО Со §0
оссеоссоооососоооосооооооооо
ю се с^ tc с^ се ос о^ се со со о^ сл се се
ОС t? GO ОС ОО ^1 -J ОС 00 О -1 ОС 00 ОО
00
се •» -4 -^
3
ОС -Ч
се со
сл ос оо
cc^ioooooocooo
ООО — СОСООСО
ч ч оо ^ l< ос ос о ч ч оо оо ее оо
4;. ^- СС С 4* Ч С О W ОО О С О Ф
^MGC
ОС О ^i ОО 00
^1 О 4* .Ji Oi
•^ СС
С ОО "'1 4а»
i *j i.4 ОС A W 00 Н
ОО 00
4 1
00
1
— Oi GO * О'ООСОГООО
'Осселоо^-os*.^--
4- СО
as
4^ О« ОО ОС ОС 00
со ел ч чоо ui
— ^-^*-coociv-44 0cc*;^ooooaooo
ГО се w' hi Ч С wi СО С * * Ч С Ч Ч J"
"Г ii! 3°
со
сл
-1 — ОО
- сл со ее со оо | I ччоою^оэоооооо —
О; — *• — — С I I 00 0'tOtOCOOi44»U ! ОО
М — ОС — СС 00 IO Is, СС I I Ч Ч ^» Ю СО СС ОС ОС ОО |
1С С lv СЛ О ^ CO 4k OJ I I Ч СО (О *> w' С С Ч *. I
1 — СО ОО ГО ГО ОС J | ЧЧЧ-СООООСОО* I К?
? ОС 00 4- Ю — CV I I СГ, СО ОО СС - С С Ч 4^. ; N-<
к. IO Ю ГЛ •— ~ ОО I I -^1 -к! *-1 — ОО ОО ОО 00 ! Ю
з wi м со с ч а I I iv со с ю оо с. с. ч со i о
оо оо оо ос оо оо I !
) СО ОС О I I р I I С С М I I .-' г- PC СО со |
I (w со I I со I I СО — — I I О се О СО ' С
я
я
§
о»
ой
2
г»
S О»
2
II
4* 4^
"со , 00
g ' *>
4^ pi Д
— д vj J ю ос — ю ч j с tc х — w еъ
^,-1 »-• се ^" v'i ф оо о ч) ю * 4^ ч о tc
с о с О ее со
ос ч с с
oc4
4Ь 4а.
1е , ос
ё1' а
оо , о се се о се | i ос ос ч ее ее ее ч о ее
ч с о а м с I ф ч ч w" л д сл N3 с»:
со ' о — со ^i — ^i се с-1 сл to ю «о — о:
со ч ь; оо ci >- сл ее о со се о w ел ос
ii Li kkkkk* ' ^il-s^ii
ч
со
о

Исследование коррозионных свойств
169
погружен в концентрированную перекись, налитую (по 150 см?}
в колбы на 250 см3, накрытые стаканами емкостью 150 см,6.
Образцы имели размеры 0,7X0*2X2,9 см. В перекись
добавляли 0,01% B1 мг безводного вещества) одного из
стабилизаторов, указанных в табл. 10. Все колбы, накрытые, как указана
выше, выдерживались при комнатной температуре; анализы
Таблица 10
Влияние добавления 100 частей на миллион стабилизатора в
концентрированную перекись в присутствии алюминия с чистотой 99,7%
Опыт
А
В
С
D
Е
F
G
Н
J
J
К
L
М
N
О
Р
Q
R
S
Стабилизатор
Na4P2O7
Na3PO4
NaH,PO4 ....
Н3Рб4(85°/о) . .
H2SO4
HNO3
NH4NO3 ....
NaNO3
KF
NH4F
NH4HF,
AI(OHK
АЬО3
MgO
SnO,
SnO
Уротропин . . . .
„Дюпон"
Без стабилизатора
Проц. перекиси х по истечении
7 дне?
88,5
89,2
88,8
88.8
87,2
87,8
88.4
88,4
88,1
83,2
85,6
88,0
87,0
89,0
88,8
88,9
88,1
85,8
89,1
15 дней i 29 дня
41 дня
Вес образца
В нача- В кон-
ле, г I це, г
87,2
88,7
87,5
87,4
80,8
85,5
86,8
86,5
86,3
70,9
83,6
86,0
85,5
88,0
87,0
87,8
85,9
74,6
88,0
85,7
87,9
85,8
86,2
45,3
81,2
84,6
84,2
82,2
52,6
81,6
83,1
82,7
86,6
84,3
85,6
81,9
56,8
85,8
85,0
87,4
84,5
84,8
1,4
76,4
82,6
81,6
78,2
41,4
78,0
79,7
76,2
85,8
82,4
83,3
78.4
47,4
83,9
1,2657
1,2642
1,2669
1,2819
1,3378
1,2552
1,1483
1,3106
1,1963
1,4027
1,3611
1,3045
1,1759
1,1150
1,3255
1,3668
1,4118
1,3621
1,4416
1,2659
1,2643
1,2671
1,2819
1,3328
1,2548
1,1484
1,3104
1,1937
1,3965
1,3568
1,3046
1,1760
1,1M3
1,325/
1,3660
1,4118
1,1964
1,4411
Изме-
+ 0,2
4 0,1
J 0,2
0,0
-5,0
—0,4
-0,2
-2,6
-6,2
-\d,l
+ 0,1
+ 0,3
+ 0,2
-0,8
0,0
-165,7
-0,5
1 Первоначальная концентрация перекиси в опытах А—О равнялась 89,4 %, в опытах Р S—
89,8 у*.
производились через определенные промежутки времени. Табл.9
и 10 показывают, что вообще следует избегать кислотных
соединений, кроме фосфатов. Фосфаты в целом оказались наилучшими
стабилизаторами. Лучшие из стабилизаторов, приведенных в
табл. 9 и 10, были отобраны и испытаны в двух концентрациях,
Кок указано в табл. 11. Полученные данные согласуются с
результатами, приведенными в табл. 7 и 8; и здесь высокая
концентрация стабилизатора, повидимому, менее эффективна;,
оптимальная концентрация не была установлена. Еезультатьь

Таблица //
Влияние добавления стабилизатора в 89,3-проц. перекись
A50 см'л) в присутствии нержавеющей стали и алюминия при 50° С
z
с
О
Al
А2
Bl
B2
Cl
C2
Dl
D2
El
E2
Fl
F2
Gl
G2
Ш
H2
Al
A2
61
B2
€1
€2
Dl
D2
El
E2
Fl
F2
Gl
02
HI
H2
Стабилизатор
I
Na4P2O7
Na3PO4
NaH3PO4
H,P04
MgO
Уротропин
Без стабилизатора
» м
¦ Ш
» п
Na4P,O7
Na,PO4
Na R,P04
Н3РО4
MgO
Уротропин
Без стабилизатора
» »
» »
?8
2: ч
и Ч
i
Вес образца1, г
в
начале
в конце изменение
Чержавеющая сталь 304
100
200
100
200
100
200
100
200
100
200
100
200
—
,—
—
5,4519 5,4519
5,4659 5,4655
5,3552
5,5298
5,4759
5,3551
5,5296
5,4758
5,5701 5,5912
5.4852 5,4852
.5,4689
5,4950
5,4530
5,5317
5,4918
5,4627
5,4178
—
—
5,4687
5,4957
5,4529
5,5319
5,4918
5,4625
5,4174
—
-
0,0000
—0,0004
—0,0001
-0,0002
—0,0001
—0,02112
0,0000
-0,0002
0,0007
—0,0001
-t-o.oooi
0,0000*
—0,0002
—0,0004
—
Алюминий 52 ST
100
200
100
200
100
200
100
200
100
200
100
200
—
2,5527
2.5552
2,5225
2.5975
2,4033
2,5254
2,5875
2,6034
2,6114
2,5931
2,4893
2,5773
2,5036
2,5899
—
2^529
2,5551
2,5228
2,5976
2,4035
2,5254
2,5874
2,6029
2,6115
2,5934
2,4896
2,5775
2,5036
2,5900
—
+0,0002
-0,0001
40,0003
+0,0001
+0,0002
0,0000
-0,0001
-0,0005
+ 0,0001
+ 0,0003
+ 0,0003
-t 0,0002
0,0000
. 0,0001
Проц. перекиси
по истечении
1
дня
89,4
89,3
89,5
89,4
89,3
89,4
89.4
89,2
88,8
88,6
87,3
84,0
7,0
10,0
89,4
89,4
88,6
89,2
89,0
88,9
88,9
88,9
88,8
88,6
89,3
89,0
88,0
88,4
88,6
88,7
89,4
89.1
7
дней
88,2
86,4
88,3
85.7
88,7
88,8
88,4
88,6
82,9
82,5
44,0
2,9
—
_
89,1
89,0
85,5
86,9
89.4
89,0
87,5
86,7
87,2
86,3
89,0
88,8
87,6
82,9
85,3
85,0
88,7
89,2
14
дней
85.6
81Г5
85,8
78,3
87,0
87,3
86,7
87,0
74,9
73,0
88,3
88,3
81,7
84,6
88,4
88,1
84,2
84,3
84,5
83,3
88,3
87,9
85,4
75,3
79,8
79,6
87,6
88,0
1 0,2X1,4X4.97 см.
9 этот образец фактически не изменился.

Исследование коррозионных свойств
171
испытаний показывают, что уротропин и окись магния менее
эффективны, чем фосфат.
Чувствительность к удару
Для выяснения возможности детонации перекиси в эксплоа-
тационных условиях было проведено исследование
чувствительности 90-проц. перекиси водорода к удару. Для вызова детонации
•применялись три метода.
Г
Уг"
, Поршень
Жидкость
л Наружный диаметр
Внутренний диаметр
¦ч СтЬкан.в котором
детонирует гвренись
Р и с. 2. Устройство с падающим грузом
для испытания на удар.
Поршень с падающим грузом. На дно испытательного
стакана пипеткой вводили одну каплю жидкости (рис. 2), над которой
на слабой цилиндрической пружине висел поршень. Поршень
входил при этом по высоте до середины стакана, чтобы не было
соприкосновения с жидкостью и не возник капиллярный эффект.
Затем с определенной высоты на поршень падал 200-граммовый
груз. В промежутке между двумя опытами стакан тщательно
промывался дестиллированной водой и ацетоном и высушивался.
При падении груза с максимальной высоты C50 см) чистая
90-проц. перекись водорода в этом устройстве не детонировала
ни в стакане из нержавеющей стали, ни в стакане из алюминия.
Для проверки в тех же условиях был испытан нитроглицерин,

172
Раздел III. Окислители
который неизменно детонировал при падении груза с высоты
около 20 см. Добавление к 90-проц. перекиси водорода
небольших количеств органических растворителей, например
ацетона, делало перекись чувствительной к удару. При падении
поршня на каплю перекиси она детонировала с громким звуком,
который обычно сопровождался вспышкой пламени. Все
испытания 90-проц. перекиси в этом устройстве показали, что перекись
не детонирует от удара, если она свободна от органических
примесей.
Манометр
Двухдюймовая
Лтру6ка(Ь\мм)\
Ваппон для N2
Фланец с разрываемой
диафрагмой
Трубка для заливки
с крышкой
Резервуар из нержавеющей
стали, емкостью около 2 л
(монтежю)
Спускной кран. I дюйм,
рукоятка пропущена через
защитную стенку
Р и с. 3. Устройство для испытания на детонацию от
газовой волны.
(Вес детали должны выдерживать давление в 140 кг^см2)
Газовая волна высокого давления. Для воспроизведения
удара, испытываемого жидкостью, находящейся в резервуаре
, для подачи топлива в момент внезапного приложения давления,
необходимого для быстрого впрыска жидкости в реакционную
камеру, был сконструирован специальный аппарат (рис. 3). Он
состоял из резервуара давления, отделенного от испытуемой
жидкости фланцем с диафрагмой, разрывающейся при известном
давлении. В резервуаре можно было создавать давление любого
газа, доводя его до давления разрыва диафрагмы. При разрыве
диафрагмы к жидкости в U-образной трубке, присоединенной за
диафрагмой, прилагалось мгновенное давление. Устройство было

Исследование коррозионных свойств 173
сконструировано так, что увеличение объема после разрушения
диафрагмы обусловливало лишь незначительное падение
давления. В этом устройстве жидкость можно было прогонять с
высокой скоростью сквозь фиттинг любого типа или подавать
в закрытый фиттинг. В общих чертах испытание проводилось
следующим образом: устанавливали диафрагму с заданным
давлением разрыва и проверяли ее герметичность. Затем
устанавливали испытуемый фиттинг, заливали в монтежу испытуемую
жидкость и впускали в аппарат газ под давлением. Перед
применением в испытаниях 90-проц. перекиси водорода монтеж/
и U-образную трубку из нержавеющей стали протравливали в
течение ночи концентрированной азотной кислотой. Было
установлено, что 90-проц. перекись водорода в этом устройстве не
детонировала, когда ее вгоняли в трубку диаметром 32 мм с
закрытым концом, давлением в 140 кг/см2 или прогоняли сквозь
отверстие в 6,3 мм в конце этой трубки.
Пулеметный огонь. Для этих испытаний 90-проц. перекись
водорода заключали в алюминиевые сосуды прямоугольной
формы емкостью 0,95 л; толщина стенок сосуда равнялась
6,3 мм. Сосуды заполнялись на 90 %. С дистанции в 90 м сосуды
обстреливали из пулемета калибра 12,7 мм бронебойными,
трассирующими и зажигательными пулями. Ни один из этих трех
типов пуль не оказал какого-либо иного действия, кроме пробоя
сосудов.
Эти испытания свидетельствуют, что 90-проц. перекись
водорода не детонирует от удара, если она не загрязнена
органическими примесями.
Концентрированные растворы перманганата кальция
Для испытания перманганата применялись такие же методы,
как для перекиси водорода, описанные выше. После хранения
перманганата в течение месяца внутренняя поверхность сосудов
оставалась всюду блестящей и неповрежденной, насколько
можно было судить при осмотре. Стабильность раствора при 50°С
удовлетворительна. Получены данные о влиянии различных
металлов на стабильность концентрированных растворов
перманганата и о коррозии этих металлов под действием перманганата.
Разложение перманганата или заметная коррозия металлов не
наблюдаются.
Выводы
Концентрированная перекись водорода, стабильная даже при
65°С, очень легко вступает в реакции и должна тщательно
предохраняться от загрязнения.

174 Раздел III. Окислители
Для изготовления сосудов, служащих для перевозки или
хранения перекиси, применяются: алюминий, содержащий 99,6% Al
и выше (наилучший материал), пирекс, сплавы магния с
алюминием, чистое олово, чистый тантал, чистый кадмий, нержавеющая
сталь. Поверхность всех этих материалов при использовании
их в сосудах для перекиси должна предварительно подвергаться
обработке (травлению).
«Коросиль» и полиэтилен пригодны для применения в
качестве прокладок и т. п.
Из испытанных стабилизаторов самые лучшие — фосфаты.
Существует, повидимому, максимальная концентрация
стабилизатора, выше которой он перестает оказывать действие.
Концентрированная перекись нечувствительна к удару.
Концентрированные растворы перманганата кальция
стабильны при температурах, по крайней мере, до 50°С. Для их хранения
и перевозки можно применять стальные сосуды.
ЛИТЕРАТУРА
1. Gilbert G., Reichert J. S., Am. пат. 2004809 A935) и 2091179
A937).
2. Ma as О. с сотрудниками, J. Amer. Chem. Soc. 42, 2548—74 A920); 44,
2472—90 A922); 48, 290—308. 2693—2700 A924); 51, 674—«7 A929).
3. Reichert J. S., Chem. Eng. News 21, 480 A943).
4. Rei chert J. S., Am. пат. 2008726 A935).
5. Spring W., Z. Anorg. Chem. 8, 424—33 A895).

Статья третья
АНАЛИТИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ И ХАРАКТЕРИСТИКИ СИСТЕМЫ
ПЕРЕКИСЬ ВОДОРОДА — ПЕРМАНГАНAT
Ф. Беллинджер, Г. Фридман, В. Бауэр, Дж. Истс, С- Эдмондс.
(P. Bellinger, H. Friedman, W. Bauer, J. Eastee, S. Edmonds. „Chemical Proppellants. Analytical
Studies and Characteristics of the System Hydrogen Peroxide — Permanganate"; Industrial &
Engineering Chemistry, 38, № 6, 62 7—30, 1946)
При изучении системы перекись водорода — перманганат,
используемой в качестве химического ракетного топлива,
потребовались надежные данные о ее физических и химических
константах *.
Часть данных взята из различных источников, другие
получены в ходе исследования. В табл. 1 приведены физические
свойства чистой перекиси водорода, заимствованные из различных
справочников и Международных критических таблиц.
Таблица 1
Физические свойства 100-проц. перекиси водорода
Точка замерзания, °С —1,7
Точка кипения (вычисл.), °С 151,4
Приблизит, температура взрыва [8],СС 151
Плотность жидкости при 18,°С гхмг 1,444
Плотность твердой перекиси при— 75°С, г\смъ 1,644
Средн. коэфициент расширения от — 10до + 20°С 0,00107
Теплоемкость жидкой перекиси @—18°С), кал/г 0,579
Теплоемкость твердой перекиси, кал,г 0,470
Скрытая теплота парообразования (вычисл.), кал г 326
Скрытая теплота плавления, кал1г 74
Поверхностное натяжение при у0°С, дин/см 75,7
Вязкость при 18С, сантипу аз 1,307
Показатель преломления п д2- 1,4139
Теплота разложения [8J*, кал 23450
Константа ионизации при 20 С, со стеклянным
электродом [3] • 1,55X10"""
Диэлектрическая постоянная при С°С [4] .... | 93,7
* Для реакции Н2О2 (жидкая)=Н2О (жидкая)-}-&О2 (газ, 1 атм).
В работах Мааса и его сотрудников содержится значительное
количество точных данных, относящихся к особо чистой
перекиси водорода. Упругость паров чистой перекиси (табл. 2) для
температур от комнатной до 90°С взята из работы Мааса и
* Система Н2О2 — перманганат используется не как ракетное топливо,
а как средство паро-газогенерации. (Прим. ред.)

176
Раздел III, Окислители
Гиберта [7]. Эти же данные Занесены на рис. 1. Здесь же, для
сравнения, нанесена упругость паров воды при тех же
температурах. В табл. 2 приводятся также плотность и вязкость чистой
лерекиси при различных температурах.
В табл. 3 приведены плотность и вязкость водных растворов
перекиси при 18°С по данным Мааса и Хэтчера [5] и при 25°С
по нашим измерениям. Эти же значения нанесены на рис. 2
Таблица 2
Упругость паров, плотность и вязкость 100-проц. перекиси водорода
при различных температурах
Упругость паров G)
t °C \щмм рт. ст. | t СС \мм. рт. ст.
Плотность2
Вязкость [5J
t °С
г см*
t °С
I Сантипуаз
15
20
25
30
35
40
45
1,1
1,5
2,1
2,75
4,0
5.7
7,8
10,4
55
60
65
70
75
80
85
90
13,8
18,1
23,3
29,65
37,6
47,4
59,1
71,5
-10
- 5
0
5
10
15
20
1,475
1,4685
1.46496
1,4575
1,452
1,447
1,442
0,04
11,90
12,20
19,60
1.82S
1,456
1,447
1,272
а Оценено по кривой Мааса и Хэтчера E).
6 Это значение взято из работы Кабер1сона, Мэтисона и Мааса [2].
Таблица 3
Плотность и вязкость концентрированных растворов
н,о,
100,0
98,9
90.4
89,2
84,9
73,4
67,7
61,2
56,7
48,9
40.1
Плотность,
18 С [5]
1,444
1,440
1,396
—
1,366
1,307
—
1,247
1,227
1.155
перекиси
г см3
25'С
—
—
1,383
—
—
1,272
—
—
1,186
—
водорода
1 о
89,5
89,2
83,2
75,0
68,5
67,7
59,6
52,5
48,9
. 44,8
i
Вязкость,
18'С [5]
1,301
i
1,300
1,292
1,285
1,266
1,236
1,204
сантипуаз
25'С
1,17
1,15
1,111

1000.0
750.0
500.0
250.0
о
&
1
I
«
о
100JO
75,0
50.0
25.0
10.0
7*
5.0
2,5
tfi
/
/
У
/
J
J
f
J\
<
/
/
/
/
*
itAn
*
оМаасиГиберт
;.4o
J.20
Tjo
50
/.3
Маас и хэтчер
60
70
80
90
100
IBX
259C
Шас и Кэтчер
/70
30 50 70 B9 ?30
Температура X
Рис. 1. Упругость паров воды и
перекиси Еодорода.
'40 50 60 70 80 90
Содержание перекиси водорода в %
Рис. 2. Плотность и вязкость
концентрированных водных растворов
перекиси водорода.
100
Таблица 4
Точки замерзания (т. з.) растворов перекиси водорода [6]
Проц.
н9о,
4,9
10,0
15,9
22,5
27,7
32.0
36,5
37,8
42,0
Т, з., <-С '
— 3,4
— 6,1
— И.1
-17,0
-23,4
— 28,5
- 35.7
-38,0
— 46,3
Проц.
н,о,.
46,2
47,0
49,8
53,7
55,1
56,2
58,8
61,1
Т. з., <С
— 51,8
-50,8
-51,7
— 52,5
— 53,6
-54,3
— 54,5
- 52,5
Проц.
н>о3
63,1
65,4
67,4
69,2
74,0
80,5
86,0
96,7
99,9
Т. з., °С
— 50,0
— 45,5
— 41,5
-39,0
— 32,5
-22,7
-14,0
— 4,0
— 1.7
Таблица 5
Плотность и вязкость растворов перманганата кальция
МпОд
%*
20
30
40
51,9
юсс
1,209
1.347
1,506
1,750
Плотносгь. г см3
| 25'С
1,201
1,336
1,493
1,734
40сС
1,187
1,324
1,479
1,719
Вязкость, сантипуаз
НГС
1,667
1,704
3,23
9,36
25СС
1,181
1,542
2,31
6,27
40сС
0,886
1,175
1,877
4,52
484-12

178
Раздел III, Окислители
по нашим измерениям. Эти же значения нанесены на рис. 2.
Табл. 4 и рис. 3 дают точки замерзания водных растворов
перекиси, взятые из работы Мааса и Герцберга [6]. Точка
замерзания имеет важное значение при использовании перекиси
20 30 40 50 60
Содержание перманганата в %
Рис. 4
-60
О 20 40 60 80 100
Содержание перекиси водорода в %
Рис. 3
О
-Ю
-20
[ -30
-40
-50
-СО
No
\
\
\
Ю 20 30 40 50 6Q
Содержание перманганата в %
Рис. 5
Рис. 3. Точки замерзания водных растворов перекиси водорода.
Рис. 4. Плотность и вязкость растворов перманганата кальция.
Рис. 5. Точки замерзания растворов перманганата кальция.
водорода в полевых условиях. В связи с крутым наклоном кривой
в области концентраций перекиси от 80 до 100% оказывается
возможным пользоваться перекисью меньшей концентрации без зна-

Перекись водорода — перманганат
179
чительной потери мощности в таких климатических условиях, где
перекись более высокой концентрации замерзла бы или стала бы
слишком вязкой для течения по трубам.
В табл. 5 и на рис. 4 даны плотность и вязкость водных
растворов перманганата кальция, содержащих от 20 до 51,9%
МпО7 при температуре от 10 до 40° С.
В табл. 6 и на рис. 5 приведены точки
замерзания растворов перманганата
кальция, концентрация которых
меняется в пределах от5 до 52% МпО7-
В табл. 6 приводятся также две точки
кривой для перманганата натрия.
Для работы с такими необычными
концентрированными растворами пере-
киси и перманганата кальция и натрия
потребовались специальные методы л
технические приемы. Где это было
возможно, применялись стандартные
общепринятые процедуры, которые здесь
не описываются.
Таблица 6
Точки замерзания '
растворов перманганата
кальция и перманганата
натрия
МпО-
I Точка замерзания, СС
I Перманга-
Перманганат кальция нат натрия
5
15
25
35
41
42
-43
52
1 - 1
! - 4,5
— 10
— 22
--
! —37
! -53
i —49
— 9
1 Эти точки представляют те
температуры, при которых после
внесения в раствор кристаллической
л;травки происходит заметная
кристаллизация.
Перекись водорода
Анализ. Рею стеклянную посуду
перед употреблением очищали,
выдерживая ее в течение 30 минут и более
в концентрированной азотной кислоте,
хорошо промывали дестиллированнои
водой и высушивали.
, После этого 0,25—0,35 г 90-проц. перекиси водорода, или
пропорционально большее количество более слабого раствора,
переносили при помощи пипетки в маленький бюкс и взвешивали,
Затем бюкс осторожно опускали в стакан емкостью в 600 см\
содержавший приблизительно 300 см3 дестиллкрованной воды
После помешивания, добавляли 8 см 3 10 М серной кислоты и
тотчас же титровали 0,5-н. раствором перманганата калия. Тигр
этого раствора устанавливали обычным способом, пользуясь
щавелевокислым натрием. Такой метод дает результаты с точ7
ностью в 0,1 %.
Пробы перекиси водорода отмерялись также калиброванной
пипеткой в 0,1 см3 и после разбавления, как описано выше,
титровались 0,5-н. раствором перманганата калия. Хотя этот метод
дает большую ошибку (его точность около 1%),но он оказался
полезным для определения значительных изменений концентрат
ции перекиси в некоторых длительных опытах по исследованию
стабильности.
12»

180
Раздел III. Окислители
Капиллярная
трубка.
щтр.диам.Ым
Нелетучие вещества. Получаемая 90-проц. перекись водорода
проверялась на содержание нелетучего остатка (при 110°С). Для
того чтобы выпаривание досуха столь высококонцентрированных
растворов перекиси в платиновом тигле было безопасно,
необходимо вводить в тигель пробу
маленькими порциями в течение
нескольких часов. Этот метод требует
большой затраты времени и связан с
механическими потерями от
разбрызгивания. Мы добавляли предварительно
разбавленную пробу A00 г перекиси
плюс 100 см3 воды) при помощи
специально изготовленной разделительной
воронки в воду (около 20 см3),
налитую в платиновую чашку, емкостью в
150 см3 (рис. 6). Чашку ставили на
паровую баню, а разделительная
воронка устанавливалась на штативе так,
чтобы конец капиллярной трубки
находился как раз над уровнем воды.
Чашка накрывалась часовым стеклом.
Регулятор давления вставлялся в
разделительную воронку на таком уровне,
чтобы получить скорость подачи, при
полном открытии крана, не более
3—5 см3 в минуту. При такой подаче
разложение перекиси шло быстро, но
че бурно и не требовало наблюдения.
После добавления в чашку всей пробы
воронка промывалась, и смесь
выпаривалась до тех пор, пока не прекращалось образование
пузырьков от разложения перекиси. Затем смесь переливалась
во взвешенную платиновую чашку емкостью 50 см3,
выпаривалась досуха, чашка просушивалась при 110°С и взвешивалась.
Общее содержание кислот (в виде H2SO4). Двадцать
граммов 90-проц. перекиси водорода разбавлялись 100 см3
свободной от углекислоты воды. Далее разбавленный раствор
перекиси титровался не содержащим углекислоты 0,01-н. раствором
едкого натра, причем в качестве индикатора использовалась
метиловая красная. Проводился также контрольный опыт% и
полученная из него поправка вычиталась из титра.
Концентрация водородных ионов. Для определения 90-проц.
перекись разбавлялась в отношении 1 : 10 свежей дестиллирован-
ной водой (рН 6,1—6,3) и производилось определение рН смеси
при помощи стеклянного электрода специальным потенциометром.
капельная
г воронка,
емкость 250см8
Капиллярная трубка.
9нутр.диам.1мм
Рис. 6. Аппарат для
определения содержания
нелетучих веществ.

Перекись водорода — перманганат 181
Перманганат кальция
Для установления изменений концентрации в испытаниях на
стабильность и для проверки концентрации растворов,
применявшихся в опытах на реактивном двигателе, производилось
прямое определение содержания перманганата. Пробы пермангана-
тов кальция и натрия, полученные для работы, синтезированные
материалы и немецкие перманганаты подвергались полному
качественному и количественному анализу. Высокое содержание
перманганата в этих пробах осложняло методы определения
некоторых элементов и обусловило необходимость разработки
специальных методов, которые описаны в последующих параграфах
Перманганат. Навеска, эквивалентная приблизительно
30—40 см3 0,5-н. раствора сернокислой закиси железа,
разбавлялась несколькими кубическими сантиметрами воды и медленно
подливалась в смесь, состоящую из 50 см3 0,5-н. раствора
сернокислой закиси железа, 150 см3 воды и 20 см3 10 М серной
кислоты. После введения навески избыток сернокислой закиси железа
титровался стандартным 0,5-н. раствором перманганата калия.
Раствор сернокислой закиси железа ежедневно проверялся
обычными способами по титрованному раствору перманганата калия.
Кальций. Навеска, эквивалентная приблизительно 50—60 мг
кальция, обрабатывалась в стакане емкостью 250 см3 15-ю см*
6М азотной кислоты. Стакан накрывался часовым стеклом
и помещался на паровую баню. Обычно вначале выделялись
пузырьки вследствие разложения перманганата с образованием
перекиси марганца. Примерно через 15 минут часовое стекло и
стенки стакана смывались небольшим количеством воды.
Нагревание продолжалось до полного исчезновения розовой окраски,
коагуляции и осаждения выпавшей черной перекиси марганца.
Фильтрат не содержал марганца, и кальций можно было
определить, осаждая его в виде щавелевокислой соли я
отфильтровывая на стеклянном фильтре. Щавелевокислый кальций
обрабатывался горячей разбавленной серной кислотой и титровался
0,1-н. раствором перманганата калия обычным способом.
Натрий. Натрий за одну операцию отделялся от марганца и
почти полностью от кальция (оставались следы) путем
восстановления перманганата метиловым спиртом в растворе аммиака.
Навеска приблизительно в 5 г обрабатывалась в стакане
емкостью 250 см3 50-ю смг воды, 1-м см3 концентрированного
раствора аммиака и 10-ю см3 метилового спирта. Раствору давали
постоять 10—15 минут, а затем нагревали его около часа на
паровой бане. Раствор фильтровался, а осадок (перекись марганца
и углекислый кальций) тщательно промывался и выбрасывался.
Из фильтрата и промывных вод, слитых вместе, удаляли следы

182* Раздел III. Окислители
кальция с помощью небольшого количества щавелевокислого
аммония. После фильтрования раствор подкислялся соляной
кислотой, выпаривался досуха в платиновой посуде и прокаливался
для удаления солей аммония. Остаток затем экстрагировался
небольшим количеством воды и фильтровался; фильтрат
собирался в небольшую взвешенную платиновую чашку. В раствор
вливали несколько капель соляной кислоты, выпаривали досуха
и прокаливали при температуре ниже красного каления; затем
определяли1 вес остатка (хлористого натрия).
Железо. Железо определялось колориметрическим методом
в виде роданистого железа при помощи фото-электрического
колориметра Фишера. Предварительно удалялся марганец путем
обработки пробы азотной кислотой, как описано выше, в
параграфе о кальции. Навеску брали в 8—10 г.
Сульфат. Так как перманганат сильно загрязняет осадок
сульфата бария, то необходимо сначала восстановить ионы пер-
манганата. Навеска около 5 г обрабатывалась 100 смг воды
и 10-ю см* концентрированной соляной кислоты. Смесь
нагревались до исчезновения розовой окраски и коагуляции перекиси
марганца. Затем смесь фильтровалась, фильтрат нейтрализовался
аммиаком и слегка подкислялся соляной кислотой. Затем
производилось осаждение сульфата бария обычным способом.
Концентрация водородных ионов. Раствор перманганата
кальция или натрия разбавляли примерно до 30-проц.
концентрации ионов перманганата свежедестиллированной водой с рН
6,1—6,3, а затем определяли рН раствора стеклянным
электродом при помощи специального потенциометра.
Немецкие материалы
Пробы захваченных немецких перекисей и перманганатов
анализировались описанными здесь методами. Целая цистерна
перекиси была доставлена в Хаиствилльский арсенал, Алабама; из
этой цистерны отобрали пробы. Ниже приводим типичный анализ
(в проц.), применявшейся немцами перекиси водорода.
Перекись водорода .... 83,4 С1~~ Нет
Нелетучие вещества A10сС) 0,11 ЫОз"" 0,01
Кислоты (в виде HS0J . . 0.24 ро*~ " 0,03
NH4+ 0,03 SO4-~ 0.13
„+4 'м SiO,, 0,01
к °'01 рН (при разведении 1:10). 3,1
0,01 Плотность при 25~С, г[см? . 1,3533
А1+++ Her (< 0,0002)
Немцы имели «летний» и «зимний» перманганаты. Летом
можно было пользоваться перманганатом натрия, но его малая

Перекись водорода — перманганат 183
растворимость и высокая точка замерзания делали его
непригодным при низких температурах, поэтому зимой применялся
гораздо более растворимый перманганат кальция.
Летний перманганат оказался раствором, содержащим 42,11 %
перманганата натрия. В растворе не было ни калия, ни кальция.
Плотность раствора при 24°С — 1,396 г/см3, рН раствора — 7,05,
точка замерзания—15°С.
Зимний перманганат представлял собой раствор
перманганата кальция следующего состава:
Са (МпО4), З8,6о/О
NaMnO4." 1,75
Mr++ следы @,01)
SO4~~ ~ следы @,01 )
К+—_ нет
Плотность BАСС) гсмл. . 1,406
prl 4,91
Точка замерзания, СС . . —20
ЛИТЕРАТУРА
1. Bellinger, Friedman и др. Ind. Eng. Chem., 38, 160, 310 A946).
A928).
2. Cuthbertson, Matheson, Maas, J. Am. Chem. Soc., 50, 1120
3. Каргин B. A., Z. Anorg. Chemie 183, 77 A929).
4. Lint on, Maas, Can. J. Research 4, 322 A931).
5. Maas, Hatcher, J. Am. Chem., Soc. 42, 2548 A920).
6. Maas, Herzberg, там же, 42, 2569 A920).
7. Maas, Hiebert, там же, 46, 2693 A924).
8. Matheson, Maas, там же, 51, 674 A929).

ПРОИЗВОДСТВО ПЕРЕКИСИ ВОДОРОДА В ГЕРМАНИИ И ЯПОНИИ
Р. Л. Кулей
(Cooley R. A. „A»s Manufacture of Hydrogen Peroxide"; Chemical Industries, 58, Kb 6,
957—63, 1946)
Одним из промышленных достижений, связанных со второй
мировой войной, явилось производство и потребление в большом
масштабе 80 — 90-проц. перекиси водорода в Германии и Японии.
Немцы, начавшие серьезные исследования в этом направлении
еще в 1936 г., были первыми, использовавшими
концентрированную перекись водорода для военных целей. Результаты этих
исследований считались очень ценными, и их держали в строгом
секрете,(однако подробные данные об этом производстве немцы
продали за хорошую цену Японии еще до августа 1944 г.
Японцы немедленно начали производство концентрированной
перекиси водорода и ее использование для военных целей.
Необходимо отметить, что Япония отставала от Германии
как по количеству продукции, так и в ее применении; тем не
менее к моменту капитуляции в Японии производилось 80—
90 проц. перекиси водорода, вероятно, вэ много раз больше, чем
в США.
Производство перекиси водорода с концентрацией выше 30%
(весовых), а также ее применение, повидимому, не вызывали в
США широкого и углубленного интереса по двум причинам:
1) по американским сведениям, концентрированная перекись
водорода не представляла материала особой практической
ценности и 2) опасности, связанные с производством, хранением и
применением концентрированной перекиси, хотя и не были
достаточно известны, но, повидимому, были неосновательно
преувеличены.
Применение перекиси водорода
В качестве топливного компонента концентрированная
перекись водорода представляет интерес и как жидкость
значительней плотности A,34 при 20° С для 80-проц. Н2О2), и как
окислитель, практически не оставляющий остатка и, при относительно
малом содержании воды, быстро и полностью реагирующий со
многими органическими соединениями. Она особенно удобна для
применения в подводных лодках и торпедах, так как для ее
хранения не требуется тяжелых контейнеров высокого давления.
Перекись может быть использована путем ее разложения (в
присутствии твердого катализатора) на кислород и водяной пар

Производство перекиси водорода 185-
с таким окислителем, как перманганат-ион, или посредством
окисления ею таких материалов, как гидразин или жидкое
топливо.
^Перекись водорода 90-проц. концентрации
представляет также интерес для химических производств. В США
она вырабатывается в промышленном масштабе фирмой
«Буффало Электрокемикел». Согласно заявлениям фирмы
«Буффало -Злектрокемикел», растворимость
концентрированной перекиси во многих органических средах, высокое
содержание активного кислорода и сравнительно малое
содержание воды весьма удобны для полимеризации
мономеров, для обработки (например, для отбелки) таких
нерастворимых в воде материалов, как масла, жиры и воск, а
также для применения в качестве окислительного агента
для органических реакций, используемого либо
непосредственно, либо в виде надкислот, легко получаемых с
помощью перекиси. Типичными применениями являются
реакции радикала с окислением двухатомного радикала (эпо-
ксидации) и гидроксилирование *. (Добавление редактора
журнала.)
Применение перекиси водорода для энергетических целей в
германском флоте, армии и авиации к концу войны возрастало
исключительно быстро. К объектам применения относились
двигатели подводных лодок, морских и авиационных торпед,
вспомогательные установки для старта, набора высоты и повышения
скорости самолетов, двигатели для реактивных самолетов и
снарядов.
Первоначально применение перекиси водорода основывалось
на ее реакции с перманганат-ионом и на последующем ее
разложении под действием двуокиси марганца, выделившейся в мелко-
раздробленном состоянии при восстановлении перманганат-
иона.
Эта силовая система использовалась в турбо-насосной
установке, подающей жидкий кислород и спирт в ракете V-2*, длз
запуска ракет V-1, для движения управляемых по радио ракег
Hs-293, запускаемых с самолета, а также для движения первой
модели реактивного самолета Me-163 и во вспомогательных
стартовых устройствах.
В торпедных турбинах немцы избежали трудностей,
связанных с наличием в газе твердых частиц, путем применения
гидразин-гидрата, который обладает значительным
восстановительным действием и реагирует по уравнению
2 Н2Оо + N2 Н4 = 4Н2О +
* См. статью Перринга в настоящем сборнике. (Прим. ред.)

Раздел III. Окислители
Такое горючее, как декагидронафталин * дает с перекисью
быстрое и спокойное сгорание, как только реакция началась.
Однако для обеспечения надежного зажигания и спокойного сгорания
требуется катализатор. В Германии интенсивно исследовалась
возможность впрыскивания перекиси водорода в дизель-моторы
лодводных лодок. Японцы планировали использование
концентрированной перекиси водорода в их варианте германского Ме-263
для скоростного истребителя-перехватчика. Однако этот тип
реактивного самолета-истребителя не прошел далее стадии
испытательных полетов. Японцы также применяли
концентрированную перекись водорода в морских торпедах.
Производство 80—90-проц. перекиси водорода
Немцы принимали специальные меры предосторожности,
чтобы сохранить в тайне свои методы производства и применения
лерекиси водорода. Для обозначения этого продукта
применялся ряд условных наименований (инголин, компонент Т, ренал,
.аурол, гепрол, субсидол, тимол, оксилин, нейтралин и пергидрол).
Заводы были защищены высокими ограждениями, строго охра-
лялись, а в некоторых случаях были снабжены оборудованием
для дымопуска на случай воздушных налетов. Для перевозк-i
продукта с завода в места хранения или потребления обычно
составлялся поезд из специальных алюминиевых цистерн,
который сопровождался на всем пути следования отборной охраной.
Данные табл. 1, хотя и неполные, дают представление о
порядке размера германской продукции перекиси водорода.
Можно считать, что к концу войны в Германии фактически
производилось в месяц около 2000 т 80-проц. перекиси водорода.
Подсчитано, что если бы не разрушения от воздушных
бомбардировок, месячная продукция 80-проц. перекиси водорода в
Германии достигла бы к сентябрю 1944 г. 8000 т.
В табл. 2 приведены сведения, полученные о производстве
в Японии концентрированной и 35-проц. перекиси водорода.
Наиболее достоверные из имеющихся данных показывают, что
незадолго до капитуляции в Японии производилось около 600 т
80-проц. перекиси водорода в месяц.
Представление о стоимости производства концентрированной
перекиси водорода можно получить из данных завода в Бад-
Лаутенберге, который был построен фирмой «Отто Шиккерт» и
начал работать в январе 1939 г. Стоимость завода составила 70 млн.
марок, но подсчитано, что в «нормальное» время эта стоимость
не превышала бы 45 млн. марок. Продажная цена 80-проц.
перекиси водорода была в 1944 г. 2,16 марок за килограмм. Себе-
¦ Иначе —декалин: C10Hi8. {Прим. ред.)

Производство перекиса водорода
187
стоимость (в марках) производства 80-проц. перекиси в
пересчете на 100 кг 100-проц. Н2Ог распределялась следующим
образом:
Энергия, 1750 квч по 0,028
Пар 2,-&ю-по 3,90
Рода 300^ по 0,015
Химикалии
Текущий ремонт
Заработная плата 25 человеко-часов
по 1,20
Накладные расходы, страхование и т. д.
Амортизация и проценты на капитал
49,00
11,00
4,50
1-V0
19.00
30,00
7,20
91,10
Итого 225,30
Таблица 1
Производство перекиси водорода в Германии к концу войны 1
(в тоннах в месяц)
Фирма
Местонахождение
заводов
Перекись водорода
30—40-проц.
3-90-проц.
Шиккерт
Электрохемише
Верке
Дегусса3
Хенкель
Электрохемише
Верке
Электрохемише
Верке
Кали-Хеми
Аустриа-Хеми-
Верке
Легусса3
ИГ Фарбен-
индустри
ИГ* Фарбен-
индустри
Шиккерт
I Вад Лаутенберг
! Холльригельс-
I кроит
I
) Рейнфельден
I
| Дюссельдорф
Мюнхен
Куфщтейн
Берлин
Вейзенштейн,
Австрия
Вейзенштейн,
Австрия
Хейдебрекке
(построен на Н) \
Вальденбург '
(построенна Н)
Румшпринге
(построен на И)
12002
(900, март 1944 г.J
'A88, март 1944 г.K
A80, март 1944 г.)
300i
A48, март 1944 г.)
2501
501 I
A71, март 1944 г.)
A48, март 1944 г.)|
A41, март 1944 г.)
501
2000 (план)
2000 (план)
1800 (план)
1 Подсчеты Отто Шиккерта.
2 Не включая производство 80-проц. перекиси из привозной 35-проц.
* Degussa—Deutsche Gold und Silberscheide Austalt.

188
Раздел III. Окислители
Производство
В Германии применялись четыре метода производства
перекиси водорода:
1)электролитическое приготовление персульфата для
последующей реакции с водой;
Таблица 2
Производство
(в
Фирма i
перекиси водорода
тоннах в месяцM1
М естонахож дение
заводов
в Японии
Перекись
30- 40-проц.
водорода
80—90-проц.
Первое морское
топливное депо
Второе морское
топливное депо
Ниппон Чиссо Хирио
Офуна
Иоккаичи
Конан
Нихара, Гуакуин
Тейкоку-Лжинкен.
Эдогава I Ямакита
Сумитомо I Осака, Тсуруаки
Ниссон I Тояма
Канто-Аса.\и > Шикукава
Шова-Денко ! Иокояма, Тояма
Другие 6 заводов !
2040
1000
520
440
400
360
320
760
300
1100
1000
>18**
* Установленная мощность.
** Завод компании „Эдогава" в Ямакита выпустил в мае 1945 г. 18 тп 80-проц. перекиси-
водорода, но не работал круглосуточно.
2) электрический разряд в газовой смеси из водорода,
кислорода и водяного пара;
3) применение легко окисляемых органических веществ,
например 2-этилантрахинона;
4) реакция перекиси бария с серной кислотой.
Первый метод был наиболее употребительным и, подобно
остальным, не представляет собой какого-либо нового открытия,
поскольку речь идет о производстве 35-проц. перекиси водорода;
однако концентрирование последней до 80—90% путем вакуум-
перегонки в промышленном масштабе представляло техническое
достижение. Указанные методы, за исключением четвертого,
будут описаны ниже. Надо полагать, что фирма «Кали-Хеми» &
Берлине является единственной, которая использует четвертый
метод, и, как видно из табл. 1,ее продукция сравнительно невелика.

Производство перекиси водорода 189
Производство 35-проц. перекиси водорода путем электролиза
2NH4 HSO4 + энергия = [NH4]2S2O8 4- Н2О, A)
(NH4JS208 + 2KHS04 = K2S208 + 2NH4HS00 B)
К2 S2 O8 + 2 Н2О =-- 2 KHSO4 -f H2O2. C)
Электролиз кислого сульфата аммония, растворенного в
серной кислоте, дает персульфат аммония; последний при реакции
обменного разложения с бисульфатом калия дает
малорастворимый персульфат калия. Персульфат калия гидролизуется
обработкой острым паром; образующиеся пары подвергаются
ректификации при пониженном давлении, давая в конденсате водный
раствор перекиси водорода.
Электролиз проводится в 44 электролитических ваннах из
фарфора, размерами примерно 95X70 см и глубиной 95 см, обычно
соединенных в серию, с общим вольтажем в 230 вольт. Четыре
ванны находятся в текущем ремонте, поэтому вольтаж на каждой
работающей ванне составляет около 5,7 вольт; нагрузка достигает
5400 ампер при выходе по току в 85%. Для повышения
перенапряжения в электролит вводится роданистый аммоний @,1 г/л).
В каждой ванне имеется шесть блоков электродов и стеклянных
охлаждающих труб. Каждый блок состоит из 14 платиновых
проволочных анодов, поддерживаемых гуммированной алюминиевой
трубой, и 30 графитных стержневых катодов с обмоткой из
асбестового шнура, которая служит в качестве диафрагмы. Электроды
расположены так, что каждый анод окружен четырьмя катодами
с эффективным минимальным расстоянием окало 5 мм. Путем
продувания тока воздуха над электролитом концентрация водорода
поддерживается ниже 5%.
После электролиза раствор подвергается фильтрованию для
удаления графита, асбеста и т. п., затем охлаждается в вакуум-
холодильнике, где из него удаляется около 2% йоды, а
температура снижается с 30 до ~ 26° С. Далее продукт переводится в
конвертор, где проводится указанная выше реакция B).
Образовавшийся персульфат калия отделяется на центрифуге, а затем
перегоняется с водяным паром в фарфоровой реторте.
Получающиеся пары подвергаются ректификации при давлении
— 38 мм рт. ст., в результате чего образуется 35-проц. раствор
перекиси водорода, который и служит исходным материалом для
приготовления концентрированной перекиси водорода.
Серная кислота, рекуперированная из раствора, содержит
около 10 мг/л металлов (железо, алюминий). Перед повторным
использованием кислоты содержание железа в ней снижается до
величины менее 5 мг/л осаждением его из раствора в виде бер-

Раздел III. Окислители
линской лазури. В этой стадии из раствора удаляется также
платина.
Японцы подвергали персульфат аммония гидролизу
непосредственно, без предварительного перевода его в персульфат калия.
Производство 85-проц. перекиси водорода
Концентрирование перекиси водорода от 35 до 85%,
осуществленное германской промышленностью, представляет большой
80%-ная Н202
(конечный
продукт)
1-я реторта
\-я реторта
Рис. 1. Схема процесса концентрирования перекиси водорода.
интерес. На отдельных заводах процесс имеет лишь небольшие
отличия, так что излагаемые ниже подробности, относящиеся к
заводу Шиккерт в Бад-Лаутенберге, являются в общем
характерными и для всех остальных.
Для концентрирования применяются два одинаковых
агрегата, соединенные последовательно (рис. 1). Каждый агрегат
состоит из обогреваемой паром реторты, сепаратора (с кольцами
Рашига), ректификационной колонны (с кольцами Рашига),
поверхностного конденсатора, вакуум-насоса и барометрического
конденсатора с ловушкой. Материалом для всей аппаратуры
служит фарфор, кроме конденсаторов (алюминиевых) и
обогревающих змеевиков в концентрационных ретортах, которые
изготовлялись из шлифованной крупповской нержавеющей стали V-14A
A8% Сг, 8% N1,5% Мо). Сепараторы и колонны имеют около

Производство перекиси водорода 191
1 м в диаметре и содержат насадку из керамиковых колец Par
шига по высоте в 0,5 и 4 м соответственно.
К 35-проц. перекиси водорода, полученной по методу Питча,,
для снижения содержания серной кислоты с 2 до 0,5 г/л,
добавляется аммиак и затем, в качестве стабилизатора, пирофос-
фат аммония в количестве 120 мг/л.
Стабилизованная жидкость непрерывно подается в реторту
(давление 40 мм рт. ст.). Температура жидкости в реторте равг
на 66°С; жидкая фаза содержит 73% перекиси водорода, а
паровая—30%. Нелетучие загрязнения остаются в реторте, а пары,
проходят через сепаратор в ректификационную колонну, где они
промываются дестиллированно^ водой, образующейся на
поверхности конденсатора. Количество вводимой воды регулируется
таким образом, чтобы уходящий из нижней части колонны
продукт содержал 65% перекиси водорода. Потери перекиси,
уходящей через верхнюю часть колонны, были ничтожными.
Для дальнейшей концентрации 65-проц, продукт непрерывно,
подается во вторую реторту (давление 40 мм рт. ст.); здесь
температура жидкости равна 75°С, а концентрация в жидкой фазе
составляет 80% Н2Ог и в газе — 44%. Пары из второй реторты
проходят во вторую колонну E6-проц. перекись водорода внизу)
и возвращаются во вторую реторту для поддержания
постоянного режима. Конечный 80-проц. продукт выводится из второй
реторты, охлаждается и после прибавления в качестве
стабилизатора 87-проц. фосфорной кислоты в количестве 23 мг/л
поступает в хранилища.
Примерно после недельной работы загрязнения (AlPO!v
(NH4JSO4, KHSO4, Na4P2O7 и т. д.) в первой реторте достигают
содержания 80 г/л (сухой остаток), близкого к опасной
концентрации, и являются причиной вспышек внутри реторты. 3iq>
делает необходимым выключение реторты, опорожнение се и
промывку водой.
Суммарная конверсия 35-проц, перекиси водорода а
80—90 проц. составляла около 98%.
По кондициям максимальная зольность (остаток при
прокаливании) концентрированной перекиси водорода не должна
превышать 20 мг/л. Для некоторых применений было желательно*
снизить эту цифру до 5 мг/л. Для разрешения этой задачи
проектировалась дополнительная ступень дестилляции.
Производство перекиси водорода при помощи
электрического разряда
Начиная с 1931 г. фирма «Электрохемише Верке» разрабаты*
вала процесс производства перекиси водорода путем прямого»
синтеза из водорода и кислорода. Были сконструированы

192
Раздел III. Окислители
Конденсатор
Газодувна
гаты на 10, 20 и 10 000 ватт и выполнены расчеты агрегата на
2 млн. ватт. Этот метод представляет особый интерес в том
отношении, что он дает продукт исключительной чистоты и
требует сравнительно небольшой затраты рабочей силы, так как
управление аппаратурой происходит автоматически (ам. пат.
2015040, выд. «Электрохемише Верке»).
Схема циклического процесса, основанного на соединении
водорода с кислородом, показана на рис. 2. Кислород, водород и
водяной пар смешиваются при
давлении, несколько
превышающем атмосферное,
создаваемом газодувкой, и затем
прогоняются через
теплообменник в ионизационную
камеру. Под действием
происходящего здесь электрическо/о
разряда часть водорода
переходит в 'атомфное состояние
и ионизуется. Ионизационная
камера состоит из нескольких
параллельно расположенных
кварцевых пластинок
толщиной 5 мм и площадью 500 мм*.
Одна сторона пластинки
притравлена плавиковой
кислотой, «а другая ;покрыта
алюминием и присоединена» к
общей электрической сети.
Р и с, 2. Схема производства перекиси Пластинки соединяются элек-
Теплообменник
Ионизационная
водорода при помощи
электрического разряда
трически. параллельно и
отделяются одна от другой
зазором в 5 мм между протравленными сторонами. Применяег-п
переменный ток напряжением 12 000 вольт, частотой в
9500 периодов в секунду. На пару пластинок приходится
мощность в 0,96 киловатт. Парциальное давление
водяного пара в ионизационной камере соответствует упругости
насыщенного пара при 60° С; средняя температура
газов равна 160° С. Перекись водорода, образовавшаяся в
ионизационной камере, увлекается вместе с другими газами через
теплообменник в ректификационную колонну с насадкой из
колец Рашига. В верхней части колонны имеется конденсатор, а
в среднюю часть колонны вводится дестиллированная вода. Из
ловушки вытекает очень чистый 10-проц. раствор перекиси
водорода. Необходимые для реакции водород и кислород вводятся
в среднюю часть колонны. Контроль процесса автоматизирован,

Производство перекиси водорода
193
особых затруднений.
25 г 100-проц. Н2О2.
Выход по энергии соответствует 1 квч на
Получение перекиси водорода через 2-этилантрахинон1
В Германии был разработан другой многообещающий метод
производства перекиси водорода, основанный на следующих
реакциях:
О
_1_ Н
+Н2О2 B)
Давно было известно, что в лабораторных условиях удается
использовать реакции окисления легкоокисляющихся
органических соединений с последующим извлечением водой
образующейся перекиси водорода. Завод «ИГ Фарбениндустри» в Людвигсга-
фене давал в сутки 1 т перекиси водорода (в пересчете на
100 проц.), получаемой через 2-этилантрахинон.
В агрегате производительностью в 1 г в сутки применялось
15 м3 раствора при продолжительности одного цикла около
2 часов. Одна четверть раствора находится в редукторе, одна
четверть — в окислителе, а половина — в остальной аппаратуре.
Указанная выше реакция A) проводится при комнатной
температуре пропусканием водорода через 2-этилантрахинон,
растворенный в смеси свободного от тиофена бензола и циклогексанола
(в соотношении 1 : 1) в присутствии ранеевского никелевого
катализатора. Полагают, однако, что лучше применять высшие
алифатические спирты (С7—Сц). В алюминиевый редуктор подается
столько водорода, чтобы восстановить в гидрохинон только
половину хинона, так как совместное присутствие гидрохинона
и хинона ведет к образованию хингидрона, в результате чего
повышается растворимость гидрохинона. Профильтрованный рас-
1 См. также The Chemical Trade Journal 118, № 3066, A946).
-184

194 Раздел III. Окислители
твор гидрохинона помещается в эмалированный железный
окислитель, где проводится реакция B). Для этого через раствор
пропускается кислород, вследствие чего температура
повышается с 30° до 37°С. Получающийся в результате раствор,
содержащий перекись водорода и антрахинон, вводится в эмалированный
железный бак, куда прибавляется вода (не содержащая железа).
Перекись водорода переходит в водный слой, образующийся на
дне бака, и оттуда сливается в виде 20-проц. раствора в
алюминиевые контейнеры. Получаемый раствор перекиси водорода
имеет рН около 6,0; к раствору для стабилизации прибавляется
20 мг/л Na2Sn03 и 30 мг/л NH4NO3. Остающийся после удаления
водного слоя раствор хинона содержит от 0,1 до 0,3% воды и
является сантинормальным по перекиси водорода. Перед
повторным пуском раствора в цикл из него удаляют как зоду, так и
перекись.
Был разработан проект завода с суточной
производительностью 11 т. Хотя этот завод и не был достроен, однако
возможность производства в большом масштабе перекиси водорода на
сравнительно простом и недорогом оборудовании по
неэлектролитическому методу надо считать вполне установленной.
Хранение
Для повышения стабильности концентрированной перекиси
водорода при длительном хранении были сделаны попытки,
во-первых, найти стабилизаторы, прибавляемые к жидкости, и,
во-вторых, найти новые материалы для хранилищ или новые методы
стабилизации. В качестве стабилизаторов использовались
фосфорная кислота A20—150 мг/л) и пирофосфат натрия A00—
300 мг/л). В одном случае, когда в железнодорожной цистерне с
концентрированной перекисью водорода подъем температуры,
наступивший вследствие разложения перекиси, не мог быть
приостановлен поливанием цистерны водой, прибавление 1 л 8-проц.
фосфорной кислоты на 1 ле3 раствора перекиси дало нужный
эффект.
Материалы, применяемые для контейнеров
концентрированной перекиси водорода, включают алюминий, олово, фарфор,
стекло (пирекс или иёнское, но не мягкие сорта, из которых
перекись водорода вымывает щелочь) или пластмассы на базе
поливинилхлорида (виниол, миполам, игелит и т. п.) с дибутил-
фталатом или трикрезилфосфатом в качестве пластификаторов.
Для нагревательных змеевиков и для деталей насосов,
соприкасающихся с жидкостью, применялась шлифованная крупповская
нержавеющая сталь V-2A, \МА A8%Сг, 8%Ni, 2,5%Mo)
или V-14A A8%Cr, 8%Ni, 5%Mo). Эта сталь могла бы быть

Производство перекиса водорода 195
использована и для контейнеров, но она слишком дорога и
трудна в обработке. Алюминий, будучи надежным, недорогим и
легким в обработке, является, повидимому, наиболее
подходящим конструктивным материалом. Однако он должен содержать
не менее 99,5% алюминия при минимальном содержании железа,
меди и марганца.
Применялись различные способы обработки внутренней
поверхности контейнеров, например 10- и 20-тонных
железнодорожных цистерн, материал которых должен содержать не менее
99,5% алюминия и не более 0,5% кремния и железа, 0,03%
титана и 0,05% меди и цинка. Обычная цель такой обработки
состояла в придании поверхности алюминия атласной гладкости
и устранении всех неровностей. Чистая поверхность бака обычно
обрабатывалась последовательно 10-проц. раствором едкого
натра и 20—30-проц. азотной кислотой в течение 24 часов. Затем
бак промывался чистой водой (содержащей железа
менее 1 мг/л). Так как оксидная пленка, образованная на
алюминии при травлении, имеет некоторую пористость, были сделаны
попытки уменьшить большую эффективную каталитическую
поверхность заполнением пор воском, имеющим йодное число
менее 0,5. Однако этот процесс является трудоемким, а его
эффективность твердо не установлена. Новые цистерны перед
наполнением их 80-проц. перекисью водорода оставлялись на ночь
с 30-проц. перекисью. Свойства поверхности бака, в котором
хранится перекись водорода, с течением времени улучшаются,
возможно, благодаря образованию более толстого защитного
оксидного слоя или в результате продолжительного действия
перекиси на поверхностные загрязнения.
Иногда в работах с перекисью водорода или при ее хранении,
по необходимости, пользовались пластическими массами, однако
ни один из этих материалов не оказался удовлетворительным в
той же мере, как указанные выше металлы и сплавы.
Тщательно приготовленная 80-проц. перекись при хранении
в алюминиевых баках (емкостью 100 г и менее) на открытом
воздухе дает потерю только 1 % за год, причем большая часть
этой потери приходится на первый месяц. Перевозка
перекиси и хранение ее в тропическом климате, повидимому, являются
практически осуществимыми.
Теория стабильности перекиси в контейнерах еще не вполне
разработана, но можно полагать, что стабильность
концентрированной перекиси водорода изменяется в более или менее прямой
зависимости от ее чистоты и в обратной пропорциональности
содержанию в ней тяжелых металлов. Считают, что фосфат-ионы
увеличивают стабильность, выводя из раствора ионы железа,
алюминия и т. п. Возможно, что чистая перекись водорода пред-
13*

196 Раздел III. Окислители
ставляет собой неионизирующий растворитель, и ее активность
должна уменьшаться с уменьшением содержания воды.
* Согласно сообщению, появившемуся недавно в
бюллетене фирмы «Артур Литтль», 90-проц. перекись водорода,
вырабатываемая в промышленном масштабе в США,
«практически не обнаруживает потери Н2О2 при
нормальном хранении в течение месяцев. Можно утверждать, что
удар, например от взрывного капсюля, не вызывает ее
детонации. Ее можно хранить и перевозить обычным
способом в алюминиевых барабанах и железнодорожных
цистернах. При этом должна быть исключена утечка, потому
что контакт с горючим материалом может вызвать
воспламенение; пламя, впрочем, может быть легко погашено
водой *. (Добавление редактора журнала.)
Выводы
Практика показала, что 80—90-проц. перекись водорода
относительно безопасна в производстве, транспортировке и
обращении.
В настоящее время, когда все подробности германского
промышленного процесса производства концентрированной
перекиси водорода стали общедоступными, перекись водорода может
найти новые ценные применения.
ЛИТЕРАТУРА
1. Office of the Publication Board, Department of Commerce Reports, N 215
И 197.
2. M а с h u, „Wasserstoffperoxyd und die Perverbindungen," Julius Springer,
Berlin, 1937.

ВЗРЫВЧАТЫЕ СВОЙСТВА ПЕРЕКИСИ ВОДОРОДА
Л. Мед ар
(Medar L. „L'explosibilite de l'eau oxygenee"; Comptes Rendus,222, 1491—3, 1946)
Перекись водорода при нагревании немного выше 150°С под-
вергается разложению взрывного характера на воду и кислород,
что сопровождается выделением около 24 000 кал/моль.
Исследование взрывного разложения этого соединения
проводилось при обыкновенной температуре, причем делались попытки
вызвать его детонацию. Опыты проводились с продуктом,
содержащим 99,6% перекиси.
Опыты, проведенные с перекисью, помещенной в
тонкостенные алюминиевые сосуды, дали отрицательный результат при
всех испробованных инициирующих веществах. Напротив,
заключая жидкость в сосуд с прочными стенками, удалось наблюдать
детонацию с характерным бризантным действием. Для этих
опытов применялись стальные трубы с толщиной стенок в 3 мм
и внутренним диаметром в 34 мм; на дне трубки находилось
вторичное инициирующее вещество — 50 г пентрита,
спрессованного до плотности в 1,6, который в свою очередь подвергался
действию первичного инициирующего вещества — 2 г гремучей
ртути. В этих условиях наступает прямая детонация перекиси
водорода, труба разрывается на мелкие осколки; разрушается
также свинцовая пластина, на которой помещается труба.
Таким образом, перекись водорода ведет себя как
малочувствительное к воздействию инициирующих веществ взрывчатое
вещество' такого типа, как нитрат аммония. Как и этот
последний, перекись водорода можно заставить детонировать, только
помещая ее в сосуд с прочными стенками.
Способность перекиси водорода к детонации, естественно,
уменьшается, если перекись содержит воду; в тех же условиях
опыта и с теми же детонаторами, как описанные выше, смесь,
содержащая только 85% Н2О2, как оказывается, уже не может
детонировать. Но 92-проц. смесь еще детонирует на длине
приблизительно в 10 см, считая от детонатора; наконец, в 94-проц.
смеси детонация распространяется по всей длине трубки B5 см),
оказывая на служащую опорой свинцовую пластину, конечно,
несколько менее резкое механическое воздействие, чем перекись
с концентрацией в 99,6%. Следовательно, ясно, что перекись
водорода — малочувствительное взрывчатое вещество, так как
достаточно разбавить ее 15% воды, чтобы сделать неспособной
детонировать, несмотря на довольно суровые условия воздействия
инициирующих веществ.

198 Раздел III. Окислители
Если в чистом или разбавленном водой виде перекись
водорода представляет малочувствительное взрывчатое вещество, то
при добавлении к ней горючей жидкости поручается иной
результат. Было проведено несколько опытов, в которых к
перекиси, содержавшей 15% воды, добавляли метанол — жидкость,
с которой перекись водорода смешивается в любой пропорции;
этим путем получают смеси, способные детонировать в таких
мало прочных сосудах, как алюминиевые сосуды с толщийой
стенок в 0,3 мм.
В этих условиях легко получить полную детонацию смеси при
помощи инициирующего вещества в виде 30 г спрессованного
пентрита, если содержание метанола в смеси превышает 5,5%.
Более богатые метанолом смеси могут детонировать даже под
действием обыкновенного инциирующего вещества — 2 г
гремучей ртути.
Измерение скорости детонации по методу Дотриш [1],
произведенное со смесью х из
Ы% перекиси водорода,
21,2% метанола
и 11,8% еоды,
помещенной в стеклянную трубку в 29 мм в диаметре, дало
величину в 6720 м/сек.
Наконец, было исследовано быстрое разложение перекиси
с концентрацией 99,6% под действием перекиси марганца; при
введении 1 г этого вещества в порошкообразном виде в 10 см3
перекиси водорода наблюдается бурное разложение, длящееся
около 15 сек., при котором выделяется масса пара. Пар этот
окрашен, впрочем очень кратковременно, в бледнофиолетовый
цвет; это наводит на мысль, что при взаимодействии перекиси
марганца и перекиси водорода образуется на короткое время
марганцовый ангидрид, фиолетовые пары которого увлекаются
парами воды.
Ни в одном случае, в условиях опыта в свободной атмосфере,
мы не наблюдали бризантного действия: разложение перекиси в
таком случае представляет собой нормальное сгорание, а не
детонацию. Это позволяет осуществить реакцию в манометрической
бомбе2, подвешивая к запальной нити таблетку спрессованной
МпОг, которая при сгорании нити падала в перекись водорода.
Этим способом мы зарегистрировали при плотности заряда в 0,38
1 Эта смесь дает полное сгорание, т. е. кислород, входящий в состав
перекиси водорода, содержится в ней точно в количестве, необходимом для
сгорания метанола с образованием СОг и Н2О.
2 Опыты велись в стандартной манометрической бомбе, описанной в
Memorial des Poudres, 24, 1930, стр. 60, или в манометрической бомбе,
описанной в том же издании, 29, 1939, стр. 226.

Взрывчатые свойства перекиси водорода
максимальное давление в 2067 кг/см2; продолжительность раз
рушения крешера составляла 55 тысячных секунды.
То же устройство позволило измерить непосредственно
теплоту взрыва при постоянном объеме; она составляет при 17° для
перекиси, содержащей 1 % воды, 24 580 кал на моль Н2Ог. Отсю
да находим для тепла разложения при постоянном давлении
Н2О2 жидк. —* НоО жидк. Т" У* О2 (газ, 1 атм.)
значение 24 300 кал. Это значение несколько выше того, которое
получено Матесоном и Маасом [2], а именно 23 420 кал для
перекиси с концентрацией 97,15%, которую эти авторы подвергали
медленному разложению при обыкновенном давлении.
ЛИТЕРАТУРА
1. Comptee Rendus, 143, 641, 1906.
2. J. Am. Chem. Soc., 51, 1929, 674. " . :

ПЕРЕКИСЬ ВОДОРОДА ИЗ ПРОПАНА
(Chemical Trade Journal and Chemical Engineer, 2/1, 1942)
В номере от 5 декабря 1941 г. нашего журнала кратко
упоминалось о недавно запатентованном фирмой «Bataafsche
Petroleum» (Гаага) процессе для производства перекиси водорода из
насыщенных алифатических и алициклических углеводородов.
Методы и аппаратура описаны в английских патентах 540534
и 541100, 1941 г. Первое патентное описание касалось перекиси
водорода, а второе — производства перекисей, так как было
впоследствии установлено, что продукты реакции, наряду с
перекисью водорода, содержат и органические перекиси.
По патенту 540534 газообразные насыщенные углеводороды
с двумя или более атомами углерода и насыщенные алицикли-
ческие углеводороды подвергаются неполному окислению в
определенных условиях, а именно: при температуре от 400 до
500° С и при объемном отношении углеводородов к кислороду
не менее 4:1. Оптимальная продолжительность реакции
примерно от 3 до 10 секунд, лучше всего 5—8 секунд. Увеличение
продолжительности реакции приводит к уменьшению выхода
перекиси водорода.
Реакция может происходить в цилиндрическом,
грушеобразном или шарообразном сосуде, изготовленном предпочтительно
из нержавеющего металла — стали V-2A, NCT, монеля и т. i.
Газовую смесь лучше вводить в реакционный сосуд так,
чтобы возникло вихревое движение, при котором газы сначала
текут по стенке аппарата, а затем реагируют во внутренней части
реакционного сосуда. Продукты реакции затем быстро
выпускаются из сосуда и охлаждаются так, чтобы часть
образовавшихся побочных продуктов, как формальдегид и ацетальдегид,
осталась в паровой фазе. С этой целью охлаждающую жидкость
держат, например, при температуре около 40°С. По
возможности нужно избегать соприкосновения между образовавшейся
перекисью водорода и имеющим высокую температуру металлом,
даже нержавеющим. Для того чтобы стенка сосуда для
реакции сохраняла температуру ниже 200° С, можно применить
подходящие охлаждающие среды, например, этиленгликоль,
минеральное масло, воду, пар и т. п. Объем сосуда для реакции по
отношению к его поверхности должен быть велик.
В примере описывается применение сферического сосуда для
реакции из стали V-2A емкостью в 200 л, окруженного
охлаждающей рубашкой, по которой протекает охлаждающая жидкость

Перекись водорода из пропана 201
(этилен-гликоль), поддерживающая температуру стенок сосуда
приблизительно в 150°С.
Газовая смесь, состоящая из 90% пропана и 10% кислорода
(по объему), поступает в реакционный сосуд, пройдя
подогреватель. Подогреватель применяется только для того, чтобы
начать реакцию.
В реакционный сосуд вводится 70 мъ газовой смеси в час,,
причем окисление происходит во внутренней части сосуда при
температуре в 470°С. Продукты окисления пропускаются через,
холодильник, в котором они охлаждаются до 40°С.
Жидкий продукт состоит из водного раствора, содержащего-
главным образом перекись водорода. Этот раствор содержит
количество перекиси, эквивалентное 20 мг кислорода на см3. На
каждые 70 мъ смеси пропана с кислородом образуется 8 л
такого раствора. Это количество можно увеличить до 60 л, если
часть газов после реакции возвратить обратно в реакционный
сосуд после добавления к ним свежего пропана и кислорода.

РАЗДЕЛ IV
ПРИМЕНЕНИЕ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕМЕЦКИХ РАКЕТ ДАЛЬНЕГО
ДЕЙСТВИЯ
В. Перринг
<Perring W. G. A. „A Critical Review of German Long-Range Rocket Development;
Journal of the Royal Aeronautical Society, 50, Xs427, 483—525, 1946)
Введение
Серьезные исследования по созданию ракет были начаты в
Германии в 1929—1930 гг. несколькими группами изобретателей.
В 1933 г. на эти работы обратил внимание Отдел вооружений
армии, и в 1937—38 гг. в Пенемюнде был построен специальный
исследовательский центр и опытная станция стоимостью в
300 млн. марок.
В Пенемюнде исследования были сосредоточены главным
образом на ракетах с двухкомпонентным топливом; в этих ракетах
для сжигания топлива применяется жидкий кислород. Работы
велись над серией ракет, которые немцы обозначили марками от
А-1 до А-10. Только одна из этих ракет, А-4, известная под
названием V-2, была применена на войне.
Вальтер, работавший в Киле, сосредоточил свое внимание на
перекиси водорода, которую немцы называли компонентом Т, и,
пользуясь этим топливом в соединении с подходящим
катализатором, спроектировал типы ракет, весьма широко применявшиеся
во время войны.
Кроме этих основных исследований по ракетам, в Германии
велись работы над многими другими типами; в некоторых из них
применялись твердые топлива, в других дизельное топливо или
«спирт и азотная кислота в качестве окислителя.
Невозможно в рамках этой статьи коснуться всех работ по
развитию ракет; впрочем, всем им свойственны одинаковые
основные характеристики, и поэтому достаточно будет описать под
робно только одну из них. Здесь дается описание ракеты V-2 и
рассматриваются различные факторы, влияющие на ее
эффективность; другие направления работ, проводившихся в Германии,
затрагиваются очень кратко.
Ракета V-2
Первые работы. Ракета V-2 создана проф. Брауном и его
сотрудниками. Браун считает, между прочим, что ракета V-2
еще совсем не доработана и, будучи в курсе всех ее недостатков,
он сравнивает стадию развития V-2 с той стадией, которой

Немецкие ракеты дальнего действия 203
достиг, например, самолет в прошлую мировую войну. Первые
работы, на основе которых впоследствии развилась V-2, начались в
1933 г., когда была спроектирована ракета А-1. Эта ракета
весила около 150 кг, имела 1300 мм в длину и около 300 мм в
диаметре. Затем, в 1934 г., началась работа над А-2, по размерам
такой же, как и А-1, и отличавшейся от нее только способом
управления. Ракета А-2, снабженная двигателем, который
развивал в продолжение 16 секунд тягу в 300 кг, совершила
успешные полеты и достигла высоты в 2000 м. Разработка А-3
началась в 1938 г. А-3 весила 750 кг, имела длину в 7,6 ж и диаметр
около 750 мм. Эта ракета была снабжена двигателем,
развивавшим в продолжение 45 секунд тягу в 1500 кг, и имела
автоматическую систему управления, приводившую в действие рули,
расположенные в потоке отходящих газов: при вертикальном
запуске она достигла высоты около 12 000 м, а при запуске под
углом была достигнута дальность полета в 17,6 км.
Работа над А-4 началась около 1940 г. А-4 представляла
собой увеличенную в масштабе А-3. Запуски ракеты начались R
июле 1942 г., а первый успешный полет состоялся в октябре
1942 г., когда четвертая выпущенная ракета пролетела 270 км.
В конце 1942 г. были выданы заказы на серийное изготовление
ракеты А-4, а первое массовое применение ее прютив Англии
началось в сентябре 1944 г. Однако задолго до этого в наших
руках уже были сведения о ракетах. Экспериментальные образцы
ракет иногда уклоняются от надлежащего курса; так было и с
одной ракетой А-4, выпущенной немцами в июне 1944 г. Эта
ракета, как сейчас известно, разорвалась в воздухе над
Швецией. При этом она разлетелась на мелкие куски, которых
набралось 2 т; при осмотре обломков удалось установить
большинство конструктивных особенностей и определить размеры и
характеристику ракеты.
Первоначальный опыт, полученный на этих
экспериментальных ракетах, очень интересен; он показывает, какие трудности
приходится преодолевать при разработке такого изобретения.
Первая ракета, запущенная 6-го июля 1942 г., поднялась от
земли примерно на один метр, а затем взорвалась, разрушив
испытательную станцию. Вторая ракета поднялась на 4900 м и затем
также взорвалась; такая же участь постигла и третью ракету.
Четвертая, как я уже сказал, совершила успешный полет, так же
как и пятая, хотя относительно последней полной уверенности
нет, так как место падения ракеты не было установлено. Затем
последовал ряд неудач: 13 ракет одна за другой не взлетели,
некоторые переломились надвое, другие взорвались; ни одна из
них не достигла цели. В течение последовавших затем опытных
работ было выпущено свыше ста ракет и хотя к концу этого
периода аварии стали реже, но 15—20% запусков бывали неудачны.

204 Раздел IV. Применение ракетных двигателей
Общее описание
Основные данные о ракете А-4 сведены в помещаемую ниже
таблицу, а особенности конструкции в общих чертах показаны
на рис. 1 и 2. Общая длина ракеты 14 мч максимальный диаметр
корпуса ракеты 1650 мм, начальный общий вес около 12,5 т.
Рис. 1. Немецкая ракета дальнего действия А-4.
3 ¦ .
1 *
Рис. 2. Разрез ракеты.
/—внешние рули D шт.); 2 — внутренние рули D шт.); 3— камера сгорания и " реактивное
сопло; 4—турбина с насосом; 5—бак с жидким кислородом; 6—спиртовой бак; 7—помещение
устройств управления; #—головка; 9—4 стабилизатора.
Таблица I
Основные данные ракеты А-4
Длины, мм
Общая длина ракеты 14 000
Головка с зарядом 1750
Приборный отсек 1420
Отделение для топлива 6190
Силовой отсек (включая сопло) . . . 4460

Немецкие ракеты дальнего действия 205
Диаметры, мм
Максимальный диаметр корпуса . . . 1660
Диаметр по оперению 3570
Веса, кг
(подробную сводку весов см. в приложении 1)
Полный вес заправленной ракеты . . 12 500
Головка (заполненная аматолом) . . 975
Несущая конструкция 1750
Двигатель 1012
Оборудование 295
Основное топливо (полные баки) . . 8750
Вспомогательное топливо 180
Головка ракеты (рис. 3) занимает ее носовую часть;
непосредственно позади головки размещаются главные приборы
управления и радиооборудование. Наружная оболочка ракеты,
покрывающая это отделение (рис. 4), снабжена большими откидными
Рис. 3. Головка.
панелями, дающими доступ к приборам ракеты и возможность
легко обслуживать их. Компоненты основного топлива заливаются в
два больших бака из легкого сплава (рис. 5); баки занимают
среднее отделение ракеты. «Топливо» состоит из двух компонентов.
Один из них —75-проц. водный раствор этилового спирта —

206 Раздел IV. Применение ракетных двигателей
Рис. 4. Отсек приборов и радио.
Рис. 5. Спиртовой бак.
помещается в переднем баке, ближайшем к носу, а второй,
жидкий кислород, заполняет задний бак.
Остальное место в ракете занимают турбина, приводящая
в действие два главных топливных насоса, и запас вспомога-

Немецкие ракеты дальнего действия
20Г
Рис. 6. Отсек двигателя и реактивное сопло.
Рис. 7. Стабилизаторы.
тельного топлива; затем идет главная камера сгорания и
реактивное сопло; вокруг сопла расположены стабилизаторы; в выход-
ную часть сопла выступают главные рули управления (рис. 6 и 7)*..

•208
Раздел IV. Применение ракетных двигателей
Конструкция. Несущая конструкция ракеты (рис. 8) состоит
из стальных ребер и продольных балочек, покрытых тонкой
стальной обшивкой. Толщина обшивки большей частью 0,64 мму
Рис. 8. Несущая конструкция около топливных баков.
sho балочки и ребра имеют различную толщину, от 1 до 1,7 мм.
Как показано на рис. 8, конструкция очень похожа на обыч-
иую самолетную.
Реактивная тяга передается от сопла через прочную ферму
из стальных труб круглому шпангоуту на переднем конце
двигательного отсека. Эта ферма образует также основную опорную
конструкцию для турбины и насоса.
Главные топливные баки фиксируются направляющими,
составляющими одно целое с наружной обшивкой, но нагрузка от
баков воспринимается непосредственно круглыми шпангоутами,
образующими концы топливного отсека. В конструкции
предусмотрена возможность весьма значительной разницы в
расширении бака и наружной обшивки; разница эта проявляется при
заполнении баков и становится еще более резко выраженной во
время полета ракеты.
Впереди от отсека баков несущая конструкция изменяется; на
участке, занятом приборами управления и радио, ракета
сужается, и прочность ее обеспечивается здесь четырьмя главными

Немецкие ракеты дальнего действия
209
дольными балками, которые снова заканчиваются круглым
шпангоутом.
Носовую часть ракеты образует коническая зарядная головка,
соединенная болтами с круглым шпангоутом в конце приборного
отсека. Оболочка головки стальная, толщиной около 6,3 мм и
ничем не защищена от воздействий, которым будет подвергаться
наружная обшивка ракеты в полете. Главные круглые шпангоуты,
упомянутые выше, служат местами разъема при
транспортировке, позволяя разбирать ракету на отдельные части для удобства
погрузки.
Двигатель и топливная система
Ракета приводится в движение реакцией струи горячих газов,
получающихся от сгорания двух компонентов топлива — жидкого
22
Рис. 9. Схема устройства насосов и камеры сгорания.
/—теплообменник; 2—сопла; 3—обратный слив во всасывающий патрубок насоса;
4-пневматический клапан для сброса давления; 5—подача спирта; 6—расширительный стык; 7—к
спиртовому баку; 8 — к трубопроводу на стенде; 9—к кислородному баку; 10-турбина; II—из
камеры сгорания; 12—пневматический распределительный клапан; 13—9-мм медная трубка;
14-4-мм алюминиевая трубка; 15—двойные электромагнитные клапаны (быстродействующие);
16-12-мм медные соединительные трубки; 17— подвод кислорода; /^-обратный клапан; 19—
от редукционного клапана; 20—подвод к отверстиям в стенке; 21—форсунки, питаемые от
кольцевого коллектора; 22—отверстия в стенке реактивного сопла.
184—14

210
Раздел IV. Применение ракетных двигателей
кислорода и спирта; сгорание происходит в камере, образующей
переднюю часть реактивного сопла.
Компоненты топлива подаются под давлением в камеру
сгорания двумя центробежными насосами с турбинным приводом;
турбина приводится в действие при помощи системы, работающей
на перекиси водорода и перманганате.
Рис. 10. Схема вспомогательных устройств.
7 — бак лля перекиси водорода; 2 - крышка с резьбой; 3 - воздушные баллоны (азотные);
4 — фильтр; 5 — подогреватели; 6— редукционный клапан; 7—предохранительный клапан;
8 — медная трубка A2 мм)\ 9 — электромагнитный клапан; 10 — отводный клапан; 77 — кран;
12 — заливочное отверстие; 13 — манометр высокого давления; 14— манометр низкого давления;
15 — электромагнитные клапаны; 16 — диафрагма; /7—клапан для заливки; 18 —клапан,
действующий от давления; 19 - диафрагма; 20 - камера сгорания; 21 — крышка с резьбой; 22 — к
турбине; 23— отверстия с заглушками; 24 — выключатель, действующий от давления; 25— бак
для перманганата натрия; 26 — клапан для заполнения; 27 — фильтр; 2<? — обратные клапаны;
29 — отводный клапан.
На рис. 9 показана схема камеры сгорания и топливоподаю-
щей системы, а на рис. 10 — устройство вспомогательной системы.
Перекись водорода, содержащаяся в эллиптическом стальном
баке, рассчитанном на работу под давлением, и перманганат
натрия, находящийся в маленьком цилиндрическом баке, подаются
при помощи сжатого азота в камеру сгорания. Образовавшиеся

Немецкие ракеты дальнего действия
211
горячие газы затем подводятся по покрытой тепловой изоляцией
стальной трубе к кольцевому коллектору, который питает
турбину.
Турбина (рис. J1) — активная, с двумя ступенями скорости на
одном диске, несущем два венца лопаток. Подвод газов к обоим
рядам лопаток парциальный, сопловой аппарат первого ряда ло-
Рис. П. Турбина — разобранная.
паток состоит из четырех сегментов, по четыре сопла в каждом.
Сопла конфузорно-диффузорные, с отношением площадей
выходного сечения и горловины, соответствующим отношению
давлений 20: 1. Турбина приводит во вращение два центробежных
насоса (рис. 12 и 13); данные о турбине и насосах и их рабочие
параметры приведены в приложении 2. Приведенные цифры
даны на основании приближенной оценки, но довольно хорошо
сходятся с данными о работе турбины и насосов, приводимыми
различными немецкими специалистами. |
Насосы подают около 125 кг топлива в секунду при давлении
около 25 кг/см2; при таком расходе главные баки опорожняются
приблизительно за 70 секунд. !
Оба главных топливных бака находятся под давлением около
1,4 атм, отчасти для того, чтобы помочь работе насосов, отчасти,
чтобы предохранить баки от смятия. Давление в спиртовом баке
в начале работы создается скоростным напором: труба для
подвода воздуха в бак проведена через головку и присоединена к
14*

Рис. 12. Турбина и насосы.
Рис. 13. Насосные крыльчатки.

Немецкие ракеты дальнего действия 213
отверстию около носа. Однако по истечении примерно 40 сек.,
вследствие уменьшения плотности воздуха, такой метод
повышения давления в баке становится уже неэффективным; в этот
момент закрывается клапан на трубе, и давление в баке
создается подводом азота из группы баллонов, помещающихся в
приборном отсеке.
S
I
Рис. 14. Реактивное сопло.
На кислородном баке установлен специальный газоотводный
клапан, который поддерживает в баке давление в 1,2 атм. Во
время работы двигателя это давление повышается до 1,5 атм
благодаря испарению кислорода в теплообменнике,
установленном в выхлопной системе турбины.
Топливо от насосов подается к распределительным клапанам,
жидкий кислород подводится к 18 латунным розеткам,
расположенным у основания открытых с конца стаканов на торцевой
стенке камеры сгорания; спирт подается в кольцевую трубу в
заднем конце реактивного сопла; отсюда он поступает в
охлаждающую рубашку, окружающую реактивное сопло.
Реактивное сопло (рис. 14, 15 и 16) —конфузорно-диффузор-
ное. Это — тяжелая сварная конструкция из мягкой стали;
значительная часть сопла окружена рубашкой, в которой протекает
охлаждающий сопло спирт.
Охлаждение в основном наружное; спирт, пройдя между
двойными стенками, подводится затем к 18 стаканам на
торцевой стенке камеры сгорания, где выходит в камеру через кольцо

*2\А Раздел IV. Применение ракетных двигателей
маленьких форсунок и смешивается с жидким кислородом. Кроме
того, небольшое количество спирта подается в реактивное сопло
через кольцеобразно расположенные небольшие отверстия,
просверленные несколькими рядами в разных сечениях по длине
сопла; этим обеспечивается некоторое охлаждение стенки с
внутренней стороны. Хотя температура газов в камере сгорания и вблизи
Рис. 15. Стаканы в торцевой стенке камеры сгорания (готелки).
горловины сопла достигает 2700—2500°С, описанная система
охлаждения оказывается весьма эффективной, — исследование
показало, что температура внутренней поверхности не превышает
1000°С. Повидимому, единственные возникшие затруднения были
связаны с тепловым расширением; для преодоления этих
трудностей в некоторые трубопроводы питания были введены
небольшие компенсаторы. . ^ .

Немецкие ракеты дальнего действия
215
Характеристики ракетного двигателя
Прежде чем перейти к описанию органов и системы
управления, следует сделать несколько замечаний о характеристиках
ракетного двигателя и о способе зажигания.
Рассмотрим простую систему, состоящую из камеры сгорания
и реактивного сопла (рис. 17), в которой компоненты топлива
Рис. 16. Горелки и реактивное сопло.
сгорают в камере при постоянном давлении. Примем, что в
результате процесса сгорания получаются газы, имеющие давление
р0, плотность р0 и
температуру То. Тогда мы
можем написать: на основании
условия неразрывности
где S — площадь
поперечного сечения в какой-либо
точке, v — скорость, а М —
расход в единицу времени;
на основании уравнения
Бернулли:
Камера
сгорания
Ро?оТо
Сечение So
Из уравнения
Выходное
сечение
Рх?жтх
Рис. 17. Примерные условия в камере
сгорания и сопле.
Камера Горловина Выходи,
сгоран. • сечен.
Диаметр, мм 950 403 735
Давление, кг см* абс. 20,7 1.1 1.032
Температура («К) 3000 2670 1650
Скорость мм сек 0 1036 2135
адиабаты и уравнения состояния газов следует, что

216
Раздел IV. Применение ракетных двигателей
Отсюда можно вывести зависимость между формой сопла и его
рабочими параметрами, которая может быть записана в виде:
Здесь 7 -~ отношение теплоемкостей ( Cp/Ct), а величина
определяет скорость звука в газе при давлении /о и плотности
р0. На рис. 18 показаны некоторые из этих зависимостей для
идеального сопла при 7=1,25.
Характеристика термодинамически
идеального реактивного сопла
при у = /.25
Абсцисса - отношение диаметра
н диаметру горловины
I* 16 1.8
Рис. 18. Характеристика реактивного сопла.
Кривая (/) - отношение давления на выходе к давлению в камере.
Кривая (II) — отношение температуры на выходе к температуре в камере.
В ракете А-4 отношение площади выходного сечения к
площади сечения горловины равно 3,4 : 1; так что VSX Sx равен
1,85 и, следовательно, отношение давления в камере сгорания
к давлению в выходном сечении должно быть приблизительно
20 : 1 (см. кривую(/)на рис. 18)* при полном расширении газов в
сопле.
* На рис. 18 по оси ординат отложены обратные величины — отногае-
ния давления ва выходе к давлению в камере, так что значению
V8x'Sj =1,Ь5 соответствует рхР\ ~» 0,05 и Р\/рх ~ 20. (Прим. ред.)

Немецкие ракеты дальнего действия 217
f
Условия в камере сгорания, конечно, зависят от расхода
топлива и его свойств. Для того чтббы при работе ракеты в
наземных условиях газы выходили из сопла при атмосферном
давлении, необходимо сжигать достаточное количество топлива
для поддержания давления в камере сгорания на уровне 20 атм.
Топливные насосы должны подавать топливо при этом давлении
и, кроме того, развивать напор, необходимый для преодоления
потерь в топливных трубопроводах от насосов к камере и потерь
в форсунках. Если давление в камере сгорания равно /*о, то,
очевидно, неуравновешенная сила реакции, движущая ракету
вперед, равна Si/?o, однако, поскольку сопло преобразует часть
внутренней энергии газов в полезную работу, действительная
тяга будет больше.
При рассмотрении ракетных топлив удобно пользоваться
понятием удельного импульса (Si), т. е. тяги, развиваемой при
сгорании 1 кг топлива в секунду. Можно, следовательно,
написать выражение для тяги в виде
T=M(S1).
Но тягу можно также выразить уравнением
9 >
где их — скорость истечения. Отсюда следует, что
Приведенное выше уравнение для скорости дает:
Это выражение можно упростить, написав
так как выражение в скобках стремится к единице.
Следовательно, удельный импульс топлива можно выразить
следующим образом:
(S.) =1 / JL .
1— 1
или, пользуясь уравнением состояния газов,
P_RT,
Р М

18 Раздел IV. Применение ракетных двигателей
где ц — газовая постоянная, а М — молекулярный вес,
Таким образом, удельный импульс прямо пропорционален кор-
лю квадратному из абсолютной температуры газов в камере
сгорания и обратно пропорционален корню квадратному из
молекулярного веса. Однако давление в камере сгорания
изменяется приблизительно пропорционально пятой степени
температуры, и, таким образом, практически увеличение импульса, которое
можно получить посредством повышения рабочей температуры,
весьма ограничено, но работать с газами, имеющими низкий
молекулярный вес, оказывается выгодным.
Удельный импульс топлива, применявшегося в ракете А-4,
равен приблизительно 220 при работе на земле; следовательно,
скорость истечения газов составляет приблизительно 2130 м/сек.;
так как в секунду сгорает 125 кг топлива, то развиваемая
ракетой тяга равна приблизительно 25 200 кг. Примерные рабочие
условия внутри сопла указаны на рис. 17.
Запуск ракеты производится в вертикальном положении.
Ракету еще незаправленную ставят в вертикальное положение, а
затем заполняют компонентами топлива. Перед заполнением
каждый бак в течение пяти минут опробывают давлением в
1,8 атм, чтобы проверить его герметичность, после чего топливо
перекачивается в ракету из передвижных цистерн.
Топлива перекачивают в ракету в следующем порядке: спирт,
перекись водорода, жидкий кислород, перманганат.
Операция заполнения занимает всего лишь 12 минут; это одна
юз последних операций перед запуском, так как если ракету
заправить и дать ей стоять, то она будет терять вследствие
испарения около 2 кг кислорода в минуту.
Немцы испробовали два вида запальных факелов.-
пиротехнический запальный факел (черный порох) и факел с жидким
воспламенителем. Первый применялся чаще, как более простой
© обслуживании.
Когда запальный факел зажжен, открывают главные
клапаны, подводящие спирт и кислород. Эти клапаны, как и все
другие клапаны ракеты, приводятся в действие сжатым азотом,
подаваемым из батареи баллонов, установленных в двигательном
отсеке; этот же азот используется для повышения давления во
вспомогательных топливных баках и для подачи
вспомогательных топлив в смесительную камеру.
Когда главные топливные клапаны открыты, то к насосам
самотеком подается в секунду от 9 до 13,5 кг спирта и
кислорода; из насоса топливо поступает в камеру сгорания и там

Немецкие ракеты дальнего действия 219
воспламеняется, причем сгорание происходит спокойно.
Сгорание продолжается в течение нескольких секунд, пока
находящийся на некотором расстоянии наблюдатель не удостоверится, что
все в порядке; тогда он включает электрический контакт, кото-
?ый пускает в ход систем^у подачи вспомогательного топлива.
[ри этом запускается турбина, которая, по словам немцев,
достигает полного числа оборотов приблизительно через 3 секунды.
В это время подача главных
топлив в камеру сгорания уве- - —
личивается, тяга нарастает и
вскоре становится больше силы
тяжести, заставляя ракету
начать вертикальный подъем. Вся
операция от момента зажигания
запального факела до момента,
когда ракета разовьет полную f
тягу, занимает всего от 7 до *'
10 секунд.
Управление
Для получения максимальной : " , /Ч |
дальности полета необходимо . J)^ j
положить ракету на курс и
отклонить ее от вертикали под
углом в 40—45° к горизонтали к Рис. 19. Графитовый руль.
моменту, когда вес топливо
выгорит, т. е. после 60 секунд полета. Для выполнения этой операции
ракета снабжена четырьмя графитовыми рулями (рис. 19),
расположенными симметрично вокруг выхода реактивной струи, и
четырьмя внешними рулями, установленными на концах
стабилизаторов (рис. 20).
Внутренние рули приводятся в действие отдельными
гидравлическими сервомоторами с электроуправлением. Два
внутренних и два внешних руля, лежащие в плоскости вращения диска
турбины, соединяются кулачковым устройством, причем каждый
внутренний руль и соответствующий ему внешний руль
поворачиваются в одну и ту же сторону. Два сервомотора, приводящие
в действие эти рули, электрически связаны между собой таким
образом, чтобы обеспечить с помощью этих рулей управление
отклонением от курса (рыскание) и поворотом вокруг
продольной оси ракеты (боковой крен).
Другие рули, т. е. те, которые расположены в плоскости,
перпендикулярной к плоскости вращения диска турбины, имеют
каждый свой отдельный привод; однако эти приводы
синхронизированы электрически так, что все рули поднимаются или опус-

220
Раздел IV. Применение ракетных двигателей
$\1857мм
каются вместе, управляя движением поворота вокруг
поперечной оси (продольный крен).
Конструкция системы управления подверглась многим
изменениям с того времени, когда первые ракеты были выпущены
против Англии, но в общем
все системы предназначены
для следующих целей:
1) Когда ракета
установлена так, что плоскость
диска турбины совпадает с
плоскостью, в которой
лежит цель, управление
должно удерживать ось ракеты
в этой плоскости.
2) Управление должно
стабилизировать ракету,
препятствуя ее вращению
вокруг продольной оси.
3) Оно должно
поворачивать продольную ось
ракеты в килевой плоскости с
заранее заданной скоростью.
4) Оно должно как-то
учитывать скорость ракеты
и давать возможность
выключить главное топливо в
какой-то момент в
зависимости от желаемой
Дальности полета *.
Рис. 20, Стабилизатор и рули.
7—внешний руль; 2—диагональное ребро
жесткости; 3—связи; 4 -радиальный корытный
профиль; 5 — штампованное ребро из листовой
стали; 6 — маленькое ребро; 7—продольный
корытный профиль; ?—корытный лрофиль в
передней кромке.
Характеристики траектории
Типичная траектория
показана на рис. 21.
Начальный участок пути, на
протяжении которого
движением управляет гироскоп
поворота в килевой плоскости,
очень близок к дуге
окружности; ракета достигает высоты в 35 — 37 км и скорости
около 1525 ж/сек. E500 кл</час) приблизительно через 60 секунд
полета, когда запас топлива уже близок к полному
израсходованию («выгорание»).
* Далее в статье приводятся некоторые детали системы
автоматического управления курсов ракеты, имеющие узко специальный интедес и
поэтому опущенные в переводе. (Прим. ред.)

Немецкие ракеты дальнего действия
221
Следует отметить, что в продолжение большей части этого
периода главную роль в управлении играют внутренние рули
В начале полета отсутствует скорость воздушного потока
относительно внешних рулей, и они не могут поэтому оказывать
регулирующее действие, а при приближении к полному
выгоранию, хотя ракета и движется со скоростью около 1525 ж/сек.,
7400 6000 f
160
/00 I
80*
60
40
20
20
?б0 мили
0 20 30 60 80 100 120 МО W № 200 220 240 260 КМ
Горизонтальное расстояние
Рис. 21. Типичная траектория ракеты.
относительная плотность воздуха составляет только 0,0053 и
индикаторная воздушная скорость равна только 110 м/сек.;
следовательно, и в этом случае регулирующий эффект внешних
рулей мал. На какой-то промежуточной высоте, когда внешние
рули действуют эффективно, столь же эффективно действуют и
внутренние рули, которые могут обеспечить управление в
необходимой степени; не совсем понятно поэтому, для чего немцы
лошли на усложнение, связанное с установкой внешних рулей.
После выгорания топлива путь ракеты становится
параболическим, и скорость с увеличением высоты падает;
максимальная достигаемая высота составляет около 96 км.
Как малы действующие на ракету силы на этой высоте,
можно судить по тому, что вблизи верхней точки траектории
индикаторная воздушная скорость падает приблизительно до
1,07 ж/сек., хотя ракета продолжает еще двигаться со скоростью
почти в четыре раза большей, чем скорость звука в этих
условиях. После прохода через верхнюю точку скорость снов*

222 Раздел IV. Применение ракетных двигателей
повышается и достигает второй раз максимума, когда ракет э
Еступает в более плотный воздух.
Действительная дальность полета ракеты колебалась в
широких пределах; несколько ракет пролетели расстояние в 350 км, но
большинство из них пролетело в среднем 285—300 км. Так как:
основная часть пути представляет собой параболу,то
достигнутая высота всегда будет составлять около четверти дистанции.
Весь полет занимает около 5 минут. Максимальное ускорение
несколько меньше 8 6\ оно.достигается в момент выгорания
топлива, когда тяга достигнет 31 250 /сг, а вес ракеты упадет да
4030 кг. Максимальная скорость достигается в момент
выгорания топлива, когда ракета летит со скоростью в 1525 м/сек.
Интересно отметить, что при этой скорости двигатель ракеты
развивает мощность свыше 600 000 л.с. Температура заторможенного
слоя, соответствующая скорости 1525 jtf/сек., равна
приблизительно 1400°К; ввиду этого можно предположить, что
поверхностная температура ракеты в полете будет высока и приблизится
к значению температуры заторможенного слоя.
Для проверки этого вопроса был произведен тщательный
осмотр обшивки ракеты; обследование состояния краски и
металлургическое исследование материала обшивки приводят
к заключению, что температура обшивки не превышала 900°1С
Эта цифра очень хорошо сходится с измерениями, которые
немцам удалось произвести над ракетой в полете. В этих опытах
они вставляли в обшивку ракеты маленькие диски из
различных металлов с определенными точками плавления; эти
диски включались в электрическую цепь. Когда такой диск
расплавлялся, то наземной станции посылался радиосигнал.
Оказалось, что температура обшивки нигде не превосходит
920°К; таким образом потери от теплопроводности и излучения
удерживали температуру обшивки на уровне значительно более
низком, чем температура заторможенного слоя.
В наших исследованиях А-4 мы произвели расчеты для
определения устойчивости ракеты при проходе через верхние
слои атмосферы. Результаты этих вычислений показаны на
рис. 22. Рассмотрены два случая: случай, когда начальная
скорость поворота в килевой плоскости и скорость
изменения угла наклона траектории одинаковы, и случай, когда
начальная скорость поворота в килевой плоскости равна нулю.
В расчетах мы ограничились рассмотрением поведения ракеты
после полного истощения запаса топлива, причем было принято,
что скорость ракеты в этот момент равна 1513 ле/сек., высота —
36,5 км и угол, образуемый осью ракеты с горизонталью,
составляет 41,3°.
Как видно из рис. 22, при обоих допущениях возникают
колебания ракеты в килевой плоскости; эти колебания не демп-

Немецкие ракеты дальнего действия
223
фируются на восходящей ветви траектории, но сильно
демпфируются, когда ракета спускается в более плотные слои атмо^
сферы. Колебательное движение нигде не достигает большой
величины, и ни в том, ни в другом случае угол наклона оси
ракеты к линии полета не превышает 2,5°.
. Чг
на*
ot
•) Маси
еле
1 --
ОЛ t
(ЛОНО А
Wl
imat, ,
1-йСЛГ
4
AM
1
A»0
/
ысоп
npaei
сшт
at
Q
I
?a- dj
mop
at
с
>
1
1
wee
ий.

iliac
ле
ех
Уголь
ос
йслу
uimat
ва
юн
и
ю
г_
-'
лона
щ
У
и
Угол наклона
масштаб .
0CL
1
Немецкий ракетный снаряд
iton нанлоиа i
ЛОСЛв (IDCKDClHil
1
pat
хто/шие on
ноя снороет
ки и высота в
шил тяги. Наш
трость -1512
пом-0,72рад (i
ч точки отаравт
ь поворота в кит
зовисимост}
м/сек.шео
W) н гори*
ния 15,4 км, \
тй плоскости'
йот
ил:
та-:
онта
tto**
1СК0Р
/мел
\
\
времен
6700м
аи
пилона 6
ость из»
а нулю
V
к
\
\\
\\
\
\
J \ W
си
ну
*ни
4
«Л
1
л
\
1
ч I
Х- _.
"Г
1г _ _
/
/
V
25
50
125
150
175
мили км
100
60
50
- 40
30
20.
Ю
75 ЮО
Время б сек.
Рис. 22. Поведение ракеты в верхних слоях атмосферы.
200
О 1
90
80
70
60 ?
»1
40
30
20
Ю
Другие типы ракет
Кроме описанной здесь ракеты А-4, в Германии
разрабатывалось большое число других типов ракет. Например, А-9
представляла собой А-4, снабженную крыльями, дававшими
ракете возможность планировать в стратосфере с целью
увеличения дальности полета.
Ракета А-10 должна была осуществить еще более
обширный замысел, но осталась только проектом; она должна была
весить около 85 г и предназначалась для подъема ракеты
А-9 в стратосферу, где А-10 должна была сбрасываться;
таким образом А-9 и А-10 представляют собой отдельные
ступени двойной ракеты.
К концу войны, когда Гер1мания испытывала. серьезные
затруднения вследствие тяжелых бомбардировок союзной авиации,
немцы стали уделять много внимания защите от воздушных на*
летов; началась работа над целым рядом ракет для стрельбы
с земли по воздушным целям.

224
Раздел IV. Применение ракетных двигателей
150м —4
;
Число разрабатывавшихся проектов, повидимому, тесно
связано с числом изобретателей; примерами таких ракет являются
«Энциан», «Вассерфалль», «Тайфун», «Рейнтохтер» и «Шметтер-
линг» (рис. 23).
Два других способа
использования ракет,
предназначенные также
Для защиты от
бомбардировщиков, представляют
собой реактивные
самолеты Me-163 и «Наттер».
Оба эти применения
интересны тем, что и в том
и в другом случае речь
идет о самолетах с
летчиками; впрочем, на
«Наттере» летчик после
атаки должен был
выбрасываться и приземляться
на парашюте.
Me-163 построен для
ракеты Вальтера (с
компонентами топлива Т и
С), — см. рис. 24 и 25.
Эта ракета, весом в
188 кг, раавивает тягу в
1700 кг при расходе
топлива в 9,3 /сг/сек.; таким
образом, удельный
импульс топлива составляет
около 180 кг/кг/сек. В
ракете, показанной на
рисунке, имелось еще
небольшое реактивное
сопло для крейсерского
режима, чтобы обеспечить
самолету увеличенную
продолжительность по •
лета.
Me-163 (рис. 26 и 27) представляет собой бесхвостый самолет
с размахом крыльев в 9,3 м, длиной 5,7 м и общей площадью
крыльев 19,7 м2.
Он снабжен двигателем с реактивным соплом для
крейсерского режима; взлетный вес его — 5120 кг, из которых 2530 кг
составляет топливо. Немцы считают, что максимальная скорость
зюго самолета около 960 кле/час; он мог подняться на высоту
I
OS.
— 2.00м—4
4
Рис. 23. Немецкие ракеты
противовоздушной обороны.
1 — ракета для полета со сверхзвуковой скоростью.
Вес 3800 кг, а = 0,52. „Вассерфалль"; 2 — ракета для
полета со звуковой и сверхзвуковой скоростью. Вес
около 1540 кг. „Рейнтохтер"; 3 - ракета для полета
со скоростью меньше звуковой. Вес 1970 кг, а = 0.38.
„Энциан"; 4—„Шмегтерлинг". Весе бустерной ракетой
440 кг\ без бустерной ракеты — 25Э кг. а = 0,47.

Немецкие ракеты дальнего действия
223
Рис. 24. Общий вид ракетного двигателя Вальтера.
Рис. 25. Реактивные сопла двигателя Вальтера.
12 000 м за три минуты с небольшим. При этом самолет
расходовал почти весь свой запас топлива, которого на полной
мощности хватает только на 4,5 минуты.

226
Раздел IV. Применение ракетных двигателей
Другой управляемый летчиком ракетный самолет, «Наттер.\
должен был выбрасываться катапультой под углом в 75° при
помощи двух ракет с твердым топливом; эти ракеты должны
были сбрасываться на высоте около 1500 м. Затем в работу
Рис. 26. Общий вид ракетного самолета Ме-163.
г
Рис. 27. Ракетный самолет Ме-163.
вступал ракетный двигатель с компонентами топлива Т и С, и
самолет продолжал подниматься до требуемой высоты; таким
образом самолет должен был достигать строя вражеских
бомбардировщиков, и летчик после атаки должен был
выбрасываться из самолета.
Особенность обоих этих ракетных самолетов состоит в их
большой скороподъемности. Эта особенность, как надеялись
немцы, должна была дать возможность защитить цель, когда
предупреждение о готовящейся атаке дается лишь незадолго до

Немецкие ракеты дальнего действия
227
нее; такая особенность делает ненужным пребывание самолета
в воздухе, за исключением тех случаев, когда самолет идет в
атаку. Соображения этого рода оправдывают весьма малую
продолжительность полета этих самолетов.
Факторы, влияющие на характеристики ракеты
При оценке характеристик ракеты удобно пользоваться
отношением й^ц^вес ' котоРое часто обозначается через а.
У ракеты А-4 а равно приблизительно 0,69, т. е. более двух
третей веса ракеты составляет топливо.
Влияние величины а на дальность полета
Рис. 28 показывает влияние а на дальность полета, причем
кривые проведены для ряда ракет с различным общим весом.
Легко видеть, что изменения а оказывают гораздо большее
0.76
ОС
0.74
072
0.70
0.6В
0.66
0.64
0.62
0.60
\00 120 140 160 /80 200 220 240 260 280 300 320 540 360
Дальность полета (в милях)
Рис. 28. Зависимость дальности полета от а для четырех ракет.
влияние на дальность, чем изменения размеров. Увеличение
общего веса на 50% при том же а увеличивает дальность
приблизительно лишь на 10%, тогда как величину а для достижения
того же эффекта нужно изменять лишь на 2%.
Интересно отметить, что при замене топливом заряда ВВ
ракеты А-4 (975 кг) а увеличилось бы до 0,76 и дальность возросла
бы до 460 км. Так как а = 0,76, вероятно, близко к практически
осуществимому пределу, то ясно, что дальность простой (не
двойной) ракеты рассматриваемого типа довольно ограничена.
15* '
Удельный импульс - 2/5 *гкгсек
Тяга
пои масса
/Ж
п
ни
1

228
Раздел IV. Применение ракетных двигателей
Влияние топлива на дальность полета
Рассмотренное выше ограничение дальности заставляет сейчас
же поставить вопрос о подборе топлива, дающего лучший
удельный импульс.
На рис. 29 показано влияние, оказываемое величиной
удельного импульса на дальность полета. Как видно из графика,
увеличение (Si) с 215 до 298 удваивает дальность полета
ракеты. Однако нужно помнить, что увеличение (Si) для данного
2.2
"о
2Q
16
7.4
10
12
С б
а = 0.67
Вес = 11,24 тонны
Диаметр = 1675 мм
Тяга —2а
нвч масса °
,80 200 220 240 260
Удельный импульс ( *гкс
0.9
D.S
280 300
л =0 70
Удельный импупьс-215 к"г
8 ее = 11.24 тонны
Диаметр = 1675 мм
j сорениа
16 2.0
4.0
2.8
Тяга
нач масса
Рис. 29. Зависимость дальности по- Рис. 30. Зависимость дальности по
лета от удельного импульса. лета от тяги (или от времени
сгорания топлива).
топлива достигается только ценой большого повышения рабочей
температуры и рабочего давления газов в камере сгорания.
Практические соображения о величине нагрузки, падающей на камеру
сгорания, ограничивают таким образом возможность добиться
увеличения дальности этим путем. Между прочим, следует все
же отметить, что рабочее значение (Si) ракетного топлива
улучшается с высотой вследствие возрастания перепада давления в
сопле по мере падения атмосферного давления.
Другой путь увеличения дальности полета, открытый перед
конструктором ракеты, состоит в выборе подходящего топлива;

Немецкие ракеты оал^го действия
229
основные факторы в этом выборе-это теплотворная
способность топлива и молекулярный вес продуктов сгорания
В табл. 2 приведены удельные импульсы ряда топлив
рассчитанные с учетом рабочих условий, соответствующих
характеристике реактивного сопла ракеты А-4.
На практике большинство значений (Si) лежит в пределах
180—240, но из таблицы видно, что, применяя водород и
кислород, можно поднять это значение много выше 300, оставаясь в
пределах умеренной температуры сгорания, а за счет повышения
рабочей температуры и рабочего давления можно еще больше
увеличить значение (Si).
Изменение дальности полета в зависимости от тяги
и времени сгорания топлива
На дальность влияет также скорость расходования топлива,
оказывающая действие на развиваемую тягу, и, следовательно,
на ускорения, которым ракета подвергается в начальной
стадии полета. Рис. 30 показывает влияние изменения времени
сгорания топлива на дальность полета. Этот график показывает,
что хотя влияние времени сгорания невелико, тем не менее
возможны изменения дальности порядка + 10%. Важно,
следовательно, принять этот фактор во внимание при выборе
конструкции реактивного сопла и топливного насоса?
Таблица 2
Удельный имтл с различных топлив
Топливо
Отношение
объемов
Температура
сгорания, °К
2780
2240
2560
1750
Y
1,2
1.3
1,2
1,2

Молекулярный вес
20,0
16,5
8,4
24,0
Удельный
импульс
Этиловый спирт и кислород | 1:1,15
Бензин и кислород. • • • | 1-1.4
Водород и кислород . . . I 1:3,2
Гидразин-гидрат и перекись|
водорода \ 1:2,03
235
224
343
200
Сравнение обычного самолета с ракетой
Здесь, пожалуй, уместно будет сравнить обычный самолет
с ракетой или ракетным самолетом, разработанным немцами.
В помещенной ниже таблице дано сравнение основных
характеристик довольно типичного скоростного бомбардировщика с
характеристиками V-2; интерес представляют также
соответствующие цифры по V-1, тоже включенные в таблицу.
В сравнении весов обращает на себя внимание большая
полезная нагрузка V-1 и малая полезная нагрузка V-2. Как

Раздел IV. Применение ракетных двигателей
и следовало ожидать, вес конструкции V-1 не отличается
особенно от веса конструкции обычного самолета, но легкий
двигатель и малое количество оборудования позволяют
получить большую полезную нагрузку. С другой стороны, У-2хотя
Таблица 3
Сравнение обычного скоростного бомбардировщика
с ракетой
Казваниё характеристик
Скоростной

бомбардировщик
V-1
Вес в процентах
Конструкция
Двигатель
Топливо
Оборудование
Полезная нагрузка.
29
24
19
13
16
Скорость, км/час.
Взлетная
Максимальная.
200
640
13
8
69
2
8
0
5440
Прочие данные
Потолок, м
Дальность полета, км
Продолжительность полета..
Расход топлива, /сг сек
Расход топлива, кг^. с/час. .
12000
2 560
6,5 час.
0,260
0,340
107 000
350
5,0 мин.
125
0,7251
25
8
19
1
46
320
560—640
27 000
280
30 мин.
0,300
1,9501
Когда заканчивается выгорание топлива
а позволяет выгадать в весе за счет легкого двигателя и
малого веса конструкции и оборудования, но вследствие
большого количества топлива, которое приходится загружать в
ракету,' эта выгода уменьшается.
Другая очень интересная цифра в таблице — это цифра
удельного расхода топлива в кг/л.с./час. Двигатель V-1 очень
неэкономичен: его удельный расход топлива по меньшей мере

Немецкие ракеты дальнего действия
231
в пять раз больше, чем у нормального бензинового двигателя; с
другой стороны, V-2, когда топливо почти выгорело, т. е. в
наиболее выгодных условиях, расходует только в два раза
больше, чем обычный двигатель.
В табл. 4 приведено еще одно сравнение — между типичным
истребителем и немецким ракетным самолетом Me-163 С.
Таблица 4
Сравнение типичного истребителя с ракетным
самолетом Me-163 С
Вес (в %)
Конструкция ....
Двигатель
Оборудование ....
Полезная нагрузка . .
Типичный
истребитель
30
38
12
10
10
Ме-163 С
25
9
49
4
13
И в этом случае легкому двигателю и малому весу
оборудования ракетного самолета противостоит большое количество
топлива, которое приходится брать на самолет; однако полезная
нагрузка при этом не уменьшилась, хотя максимальная скорость
и скороподъемность Ме-163 очень высоки, а продолжительное!)
полета мала.
Будущее
Мне кажется, что в настоящей статье автор вправе,
заканчивая ее, пуститься в область догадок о будущем. Попытаемся
установить некоторые вехи, отмечающие отдельные возможности и
ограничения в области ракетного движения.
Десять лет назад, когда только самые скоростные самолеты
делали 640 км/час, мы еще говорили о «звуковом барьере» и
пытались предсказывать скорость, которая положит предел
человеческим усилиям.
, Ракетный двигатель, с его малым весом и очень большой
тягой на квадратный метр лобовой площади, сделал теперь
возможным полет при сверхзвуковых скоростях; мы провели
расчеты, иллюстрирующие возможности этого двигателя. Начав с
ракеты А-4, мы приняли, что ее го(ловка с зарядом ВВ снята и
заменена герметической кабиной для летчика и, кроме того, что к
ракете добавлены крылья; площадь крыльев подобрана так,
чтобы нагрузка на крыло при посадке равнялась 2,5 кг/м2.
Разберем вкратце три случая. В первом случае примем, что
ракета А-4 с крыльями запущена вертикально и управляется

232
Раздел IV. Применение ракетных двигателей
также, как и нормальная ракета А-4, пока не достигнет верхней
точки траектории; здесь управление переходит к летчику, кото-
рый планирует до земли, направляя ракету по наивыгоднейшему
при планировании пути.
В двух других случаях примем, что ракету А-4 с крыльями
поднимают на высоту при помощи вспомогательной ракеты,
примерно по типу проекта немецкой ракеты А-10, о которой
упоминалось раньше. Таким путем ракета достигает высоты в 24 000 м и
затем выпускается при скорости 4800 км/час, (эти условия
соответствуют высоте и скорости, которых достигает ракета А-4
paKema A4 с коыпьями*
Wemou
Рис. 31. Траектории ракет с крыльями.
с крыльями в момент выгорания топлива при нормальном запуске
вертикально вверх). С этого момента ракета с полным запасом
топлива продолжает свой полет. В первом из этих двух случаев
со вспомогательной ракетой принято, что реактивное сопло
ракеты переконструировано и дает тягу, соответствующую
горизонтальному полету со скоростью 2625 км/час на высоте 24 000 м;
во втором случае переконструированное сопло создает тягу, при
которой ракета может продолжать подъем вверх. Результаты
расчетов представлены на рис. 31, где траектории для всех трех
случаев сравниваются с траекторией нормальной ракеты А-4 без
крыльев.
Первое, что поражает в этих результатах — это влияние,
оказываемое на дальность полета добавлением крыльев. Дальность
полета нормальной ракеты А-4 без крыльев, т. е. 290 км,
повышается в ракете с крыльями до 560 км.
Однако еще более поразительно влияние, оказываемое на
характеристики ракеты вспомогательной ракетой: становятся
возможными дальности полета в 2400—4800 км; отчетливо
выступают преимущества, связанные с продолжением подъема
после сбрасывания вспомогательной ракеты. Интересно отметит^

Немецкие ракеты дальнего действия 233:
что при использовании вспомогательной ракеты можно было бы
совершить перелет из Лондона в Нью-Йорк меньше чем за час.
Первый из двух случаев ракеты с крыльями не представляет
никаких проблем, выходящих за пределы опыта, приобретенного
немцами при работе над ракетой А-4. Третий случай, однако,
приводит к множеству новых проблем. Например, при этом должна
достигаться скорость полета свыше 12 800 /случае; это означает,
что температура заторможенного слоя достигнет приблизительно
7000°К, и хотя излучение может играть значительную роль в
удержании температуры на более низком уровне, все же летчик
оказался бы заключенным в корпус, оболочка которого
неприятно горяча, чтобы не сказать больше.
Кроме того, в продолжение значительной части пути ракета
будет лететь по траектории свободного полета, так как крылья
не смогут на этом участке обеспечить достаточную подъемную
силу для регулирования движения. На этом участке траектории
летчик будет испытывать ускорение g = О, и только когда ракета
возвратится в точку на высоте 45 км над поверхностью земли,
летчик сможет начать управлять ракетой.
Вспомогательная ракета, предусматриваемая этими
проектами, конечно, должна быть очень велика. Она, несомненно1, будет
весить около 100 т, и немцы, разрабатывая свой проект,
рассчитывали, что вспомогательная ракета после сбрасывания сможет
быть повторно использована.
Очерченные здесь результаты расчетов очень схематичны, но
они все же дают некоторые указания относительно пути, который
может привести к полетам со сверхзвуковыми скоростями. Не
следует преуменьшать трудности этой проблемы. Пока что
ничего или почти ничего неизвестно относительно управления при
таких скоростях, ни о трудностях, с которыми придется
встретиться при переходе через скорость звука. Вертикальный подъем
в начале траектории помогает обойти некоторые из этих
проблем, в то время как для управления полетом на протяжении
большей части пути в верхних слоях атмосферы, вероятно,
придется устроить органы управления в виде небольших реактив
ных сопел, так как внешние силы слишком малы, чтобы влиять-
на движение. Однако эта проблема, как и многие другие,
представляет задачу будущего.

БРИТАНСКАЯ РАКЕТНАЯ СТАНЦИЯ
'„British Rocket Station-The Chemical Age, 57, Ns 1467,
259, 1947)
Роль перекиси водорода
Хотя английские работы по ракетному движению держатся
« секрете, но журналисты, приглашенные недавно на новую
-станцию для исследования ракет в Весткотте, Бакс, смогли
увидеть успехи немцев в области ракетного движения и
познакомиться с различными топливами и окислителями, которые
немцы применяли. Ведущиеся сейчас опыты были на этот раз все
отставлены, и возможно, что полученное впечатление носит
односторонний характер.
Директор станции д-р В. Р. Кук сообщил, что Весткоат
выбран в качестве экспериментального центра для всех видов
применения ракетного движения, но практические испытания в
воздухе будут проводиться на других станциях, например в
Австралии. Весткоттский центр разделяется на секции, занимающиеся
исследованием и разработкой камер.сгорания, методами питания
топливом (от сжатого газа до насосов и турбин), кинетикой
сгорания, теплопередачей и специальными материалами. Он
упомянул о том, что, несмотря на большую работу, впервые
проведенную немцами, исследование ракетного движения все еще
находится в зачаточном состоянии; предстоит большая работа по
исследованию наиболее эффективных видов топлив, окислителей
-и металлов для камер сгорания.
- Число английских сотрудников, которые будут работать в
Весткотте, неизвестно, но сейчас там находятся 12 немецких
ученых, которые раньше работали в области ракетного движения в
Германии.
Проблема питания топливом
Одна из проблем ракетного движения заключается в подаче
больших количеств топлива в камеру сгорания. Для этой цели
различными способами получают пар, который используется в
турбинах, перекачивающих топливо. В качестве топлива может
использоваться одно вещество или же топливо и окислитель.
Основные применяемые в ракетах окислители — жидкий
кислород, концентрированная перекись водорода и азотная кислота.
Перекись водорода — единственное вещество, которое
используется как однокомпонентное топливо. Она разлагается
каталитически под действием растворов перманганата натрия или ка-

Британская ракетная станция
лия, образуя перегретый пар и кислород. Этот пар приводил в
движение турбины на V-2. Возможно также применение
брикетных катализаторов, состоящих из цемента и перманганатов.
Такие катализаторы могут вызвать разложение Н2Ог в
количестве, в 1000 раз превышающем их вес. Перекись водорода
применяется также с различными топливами как главный
окислитель, например с метиловым спиртом, с гидразин-гидратом и
катализатором в виде медно-цианистого калия. Перекись можно
применять с керосином (парафином), но при этом зажигание
должно производиться от внешнего источника.
Посетителям демонстрировались, в числе прочих, опыты на
различных топливах, 200-килограммовый двигатель немецкого
ракетного истребителя в действии, срабатывающий 9 л/сек,
перекиси водорода, гидразин-гидрата и метилового спирта, и
вспомогательная ракета для взлета.

Приложение 1
Вес (в кг) отдельных частей ракеты А-4
Головка (заполненная аматолом) к . . 975
Отсек приборов и радиоустановок
Отделение для радио, включая концевой шпангоут 14&
Радиооборудование, включая подвески и опоры 70
Приборы, электрооборудование и проводка 189
Баллоны для сжатого азота и трубопроводы 36
443
Отсек баков
Конструкция оболочки в месте расположения баков
(включая стеклянную вату) 537
Кислородный бак с арматурой 170
Спиртовой бак с арматурой 107
Жидкий кислород (полный бак) 4956
Спирт (полный бак) 3790
9560
Отсек двигателя
Стальная конструкция в месте расположения
двигателя 186
Крепление и опора вспомогательного двигателя
и концевой шпангоут 118
Вспомогательный двигатель 399
Трубы и клапаны 32
Реактивное сопло, включая камеру сгорания 464
Перекись водорода (топливо Т) • • 168
Перманганат натрия • 13
1380
Рули управления
Стабилизаторы 340
Внутренние рули, включая сервомоторы 213
Внешние рулевые устройства 52
60S

Приложение 2
Данные о системе двигателя ракеты А-4
Турбина
Средний диаметр лопаток и сопел 470 мм
Расход через турбину 1,59 кг'сек.
Рабочее давление 23 кг. см2
Противодавление турбины 0,11 »
Мощность (по расчету) при 5000 об./мин 680 л. с.
Продолжительность работы при расходе в 1,59 кг/сек. 113 сек.
Насосы для основного топлива
Кислородный насос
Наружный диаметр крыльчатки 268 мм
Подача при 5000 об /мин 72,5 яг, се к.
Требуемая мощность в л. с. при 5000 об. мин 320
Давление нагнетания 24,5 кг см2
Спиртовой насос
Наружный диаметр крыльчатки 342 мм
Подача при 5000 об./мин 56,6 яг/сек.
Требуемая мощность в л. с. при 5000 об./мин 360
Давление нагнетания 26 кг/см2
(Принято, что Ъ% спирта используется неэффективно на
охлаждение и Ъ% возвращается через перепускной клапан на
сторону низкого давления перед насосом.)
Общее количество топлива, подаваемое в камеру
сгорания 125 яг
Удельный импульс 220 яг/лгг/сек.
Тяга 27 т
Емкость главных баков 8750 кг
Лродолжительность работы при полном расходе 70 сек.

ОГЛАВЛЕНИЕ
стр.
Предисловие 5
РАЗДЕЛ I
Теория реактивного движения и процесса сгорания
//. Аккерет. К теории ракет 7
Л. Белковин. Выделение энергии при реактивном движении 17
Ф. Мок. Процесс горения в реактивном двигателе 43
РАЗДЕЛ II
Ракетное и реактивное горючее
Р. Леей. Проперголи ^жидкие топлива для реактивных
двигателей) 67
Р. Мак-Ларрен. Топливо для реактивных двигателей 82
Ч. Дж. Уильяме. Топлива для авиационных газовых турбин .... 91
Гидразин-гидрат 126
РАЗДЕЛ III
Окислители
Ф. Беллинджер и сотрудники. Химическое ракетное топливо
(статьи 1-я, 2-я, 3-я) 132
Р. А. Кулей. Производство перекиси водорода в Германии
и Японии 184
Л. Медар. Взрывчатые свойства перекиси водорода -. 197
Перекись водорода из пропана 200
РАЗДЕЛ IV
Применение ракетных двигателей
В. Перринг. Основные характеристики немецких ракет дальнего
действия 202
Британская ракетная станция 234
Приложения A и 2) 236-237

Редактор В. Михайлов
Технический редактор А. Дронов
Корректор О. Шмелев
#
Сдано в производство 28/П 1948 г.
Подписано к печати 9/VI 1948 г.
А-05451. Печ. л. 15 Уч.-издат. л. 14,3
Формат 60x927ie- Издат. №3;360ф
Цена 15 руб. 60 к. Зак. 184.
ТИПОГРАФИЯ ГОСИНОИЗДАТА
Москва, Ново-Алексеевская, 52,

ОПЕЧАТКИ
к книге „Физика и химии реактивного движения
Сборник № Iе
Страница,
строка
13.
6 сверху
183.
7 сниз\
216.
4 сверку
Напечатано
. и J«L
С
50, 1 i 20
1/
Должно быть
H-JL
С
50, 1120 A928).
1/2