Воздушно-реактивные двигатели - Мазинг Г.Ю.

Автор: Мазинг Г.Ю.

Теги: двигатели авиастроение реактивные двигатели

Год: 1961

Похожие

Авиация на пороге в космос

Техническая информация 03-04

Теория прямоточных воздушно-реактивных двигателей

Основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей для беспилотных летательных аппаратов -

Текст

Г. Ю. МАЗИНГ
ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЕ
ДВИГАТЕЛИ
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР
МОСКВА —1961
6Т5.2
М 12
Кандидат технических наук Г Ю МАЗИНГ
«ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ»
Брошюра входит в серию «Ракетная техника», посвя-
щенную реактивным двигателям. В брошюре приводятся
основные сведения об устройстве воздушно-реактивных
двигателей (ВРД), используемых в ракетной технике, рас-
сматриваются характеристики и области применения этих
двигателей.
Основное внимание уделяется физической сущности
процессов, протекающих в ВРД.
Брошюра предназначена для солдат и матросов —
младших специалистов, имеющих образование 8—10 клас-
сов
Брошюра написана на основании зарубежных материа-
лов по воздушно-реактивным двигателям, опубликованных
в книгах и журнальных статьях. Перспективные вопросы
изложены по взглядам иностранных специалистов.
ВВЕДЕНИЕ
Отличительная особенность жидкостных и пороховьих
ракетных двигателей состоит в том, что они работают на
топливе, которое содержит горючее вещество и его окисли-
тель и является одновременно источником тепловой энергии
и рабочего тела — газов, истекающих из сопла. Топливо
размещается на борту ракеты.
В воздушно-реактивном двигателе (ВРД) в качестве
окислителя горючего используется атмосферный кислород.
Поэтому отпадает необходимость в специальном окислителе,
входящем в бортовой запас топлива.
На полное сгорание 1 кг таких горючих веществ, как
бензин или керосин, расходуется примерно 15 кг воздуха.
При использовании их в ВРД вес горючего обычно состав-
ляет еще меньшую долю веса воздуха, участвующего в
процессе сгорания. ТакитЛ образом, в ВРД основным источ-
ником образования рабочего тела является атмосферный
воздух, горючее же играет незначительную роль.
Заимствование окислителя и рабочего тела из среды, в
которой происходит полет ракеты, позволяет облегчить ее
вес. Ведь у ракет с жидкостным или пороховым двигателем
основную, в некоторых случаях подавляющую часть веса
ракеты составляет топливо.
Однако использование атмосферного кислорода, обуслов-
ливающее основное преимущество ВРД, одновременно
накладывает ограничение по высоте применения этого дви-
гателя. На высотах свыше 30—35 км при существующих
технических возможностях использовать ВРД затрудни-
тельно. Кроме того, как будет показано далее, для каждого
типа ВРД существует свое предельное значение скорости
полета, выше которого применение данного типа становится
неэффективным. Указанные недостатки ВРД сужают воз-
можности его использования в ракетной технике.
Тем не менее в некоторых классах ракет эти двигатели
находят широкое применение. Сюда следует прежде всего
1*
3
отнести зенитные управляемые ракеты, крылатые ракеты
«земля— земля», «воздух — воздух» и «воздух — земля».
В зависимости от того, каким образом производится
сжатие воздуха, поступающего в двигатель, ВРД делятся
на две группы: бескомпрессорные и компрессорные.
В бескомпрессорных двигателях сжатие воздуха перед
сжиганием топлива осуществляется только скоростным на-
пором набегающего воздушного потока, а в компрессор*
ных, помимо скоростного напора, — специальными компрес-
сорными устройствами.
Бескомпрессорные ВРД делятся на прямоточные и пуль-
сирующие.
Считается, что из всех перечисленных типов ВРД наи-
больший интерес с точки зрения использования в ракетной
технике представляет прямоточный воздушно-реактивный
двигатель. Этому двигателю в нашей брошюре уделено
главное внимание. На основе знакомства с рабочим процес-
сом ПВРД и с его устройством излагаются вопросы, об-
щие для всех или для большинства типов воздушно-реак-
тивных двигателей, связанные с устройством и работой та-
ких элементов, как диффузор, камера сгорания, сопло. Об
устройстве и работе компрессорных ВРД в данной брошюре
даются лишь общие понятия в связи с тем, что более под-
робное изложение этих вопросов дано в специальном выпу-
ске серии «Ракетная техника».
Режим работы воздушно-реактивного двигателя в значи-
тельной мере зависит от числа Мн. Числом Мп называют
отношение скорости полета к скорости звука в воздухе а:
а
Если число Мн меньше единицы, то скорость полета на-
зывают дозвуковой, если больше — сверхзвуковой.
Как показывают исследования, целый ряд явлений, про-
текающих в воздушно-реактивном двигателе и на входе в
него, определяется величиной Мп, а не абсолютным значе-
нием скорости полета. Поэтому изменение основных харак-
теристик ВРД целесообразно рассматривать в зависимости
от числа Мн. Такой принцип, укоренившийся во всей техни-
ческой литературе, используется и в нашей брошюре.
Для того чтобы определить абсолютную скорость, необ-
ходимо число Мн умножить на скорость звука. При этом,
однако, нужно помнить, что скорость звука в воздухе изме-
няется с высотой: у земли она составляет 341 м/сек, а на
высоте 11 км и более снижается до 300 м/сек.
----- < ----~
Глава I
БЕСКОМПРЕССОРНЫЕ ВРД
Принцип работы прямоточного воздушно-реактивного
двигателя
Среди воздушно-реактивных двигателей наиболее про-
стым по устройству является прямоточный ВРД. На рис. 1
показана схема устройства ПВРД, предназначенного для
Рис. 1. Дозвуковой ПВРД:
а — диаграмма скоростей и статических давлений по
тракту двигателя; б — схема устройства и эпюра давле-
ний по внутренней поверхности; /—диффузор; 2— ка-
мера сгорания; 3 — форсунки; 4 — сопло
работы в области дозвуковых скоростей. Основными элемен-
тами двигателя являются диффузор /, камера сгорания 2 и
сопло 4. Во время полета воздух поступает в двигатель че-
рез входное отверстие диффузора. В канале диффузора
происходит сжатие воздуха. Из баков, которые на схеме не
изображены, горючее по трубопроводам подается к фор-
2 Г. Ю. Мазинг
5
сункам 5, расположенным в камере сгорания. Продукты
сгорания истекают через сопло.
Прямоточный двигатель не имеет движущихся частей.
Это обусловливает чрезвычайную простоту его конструкции
и повышает его надежность в работе. Поскольку избыточное
давление внутри работающего двигателя невелико (оно со-
ставляет в зависимое™ от высоты и скорости полета от
долей атмосферы до нескольких атмосфер), корпус ПВРД
изготавливается тонкостенным и конструкция двигателя
получается очень легкой.
Недостатком ПВРД является то, что для его надежного
запуска приходится разгонять ракету до начальной, стар-
товой, скорости. Этот разгон осуществляется стартовым ра-
кетным двигателем—жидкостным (ЖРД) или работаю-
щим на твердом топливе (РДТТ).
К числу существенных недостатков прямоточного двига-
теля, как, впрочем, и любого другого ВРД, следует отнести
то, что для обеспечения нормальной работы ПВРД тре-
буются большие проходные сечения для протока воздуха.
Это приводит к росту площади поперечного сечения (миде-
ля) ракеты, а следовательно, к увеличению ее лобового со-
противления.
Создание надежно и эффективно работающего ПВРД,
несмотря на простоту его устройства, явилось сложной тех-
нической задачей, решение которой с момента возникнове-
ния идеи такого двигателя (1913 г.) растянулось более чем
на три десятилетия. Это объясняется сложностью рабочего
процесса, с которой мы сталкиваемся уже при знакомстве с
принципом работы ПВРД.
Причина появления реактивной силы в пороховом и
жидкостном ракетных двигателях становится очевидной при
первом же знакомстве с их устройством. Таким же образом
возникает реактивная сила в любом резервуаре со сжатым
газом, если в стенке резервуара есть отверстие для истече-
ния газа.
Но как образуется реактивная сила в прямоточном ВРД,
представляющем по существу открытую с обеих сторон
трубу переменного сечения? Где находится место приложе-
ния этой силы? Беглый взгляд на устройство ПВРД еще не
дает ответа на эти вопросы. Для того чтобы его получить,
необходимо ознакомиться с процессами, протекающими в
работающем двигателе.
Рассмотрим сначала простейший случай — работу пря-
6
моточного двигателя при полете с постоянной дозвуковой
скоростью на постоянной высоте.
Сущность процессов, протекающих в двигателе, не изме-
нится от того, будем ли мы рассматривать перемещение
двигателя со скоростью wH в среде неподвижного воздуха
или, наоборот, считать двигатель неподвижным, а поток
воздуха набегающим на него со скоростью шн. Для удоб-
ства изложения мы будем считать, что двигатель является
неподвижным, а на него набегает поток воздуха.
Набегающий воздушный поток разделяется на две части:
одна часть обтекает двигатель снаружи, вторая часть, про-
ходя через входное сечение диффузора, протекает по тракту
двигателя, подогревается в камере сгорания, обогащается
при этом продуктами сгорания топлива и, истекая из сопла,
вновь сливается с внешним потоком.
Весовое количество воздуха, поступающее за одну се-
кунду через входное сечение диффузора площадью SBX,
т. е. расход воздуха на входе, составляет
GB - Тн^ВА^’н»
где ун — удельный вес воздуха в набегающем потоке.
По тракту диффузора, представляющего собой расширя-
ющуюся трубу, нет ни дополнительного притока, ни отвода
воздуха в сторону. Следовательно, весовой расход воздуха в
любом поперечном сечении диффузора должен оставаться
постоянным, равным его величине на входе:
YhSbx^h = t1Sj^1 (1)
где индексом «2» обозначены удельный вес и скорость воз-
духа в конечном сечении диффузора, а индексом «1» — те
же параметры в некотором произвольном сечении.
При малых скоростях движения воздуха, существенно
меньших скорости звука, сжимаемостью воздуха можно пре-
небречь, т. е. можно полагать, что удельный вес воздуха при
движении вдоль диффузора не изменяется:
71 = 72 = Тн.
Тогда из уравнения (1) получим:
= (2)
jo
wt = ws^. (3)
2*
7
Поскольку S2>Si>SBx, из приведенных равенств сле-
дует, что т. е. скорость потока вдоль диффу-
зора падает.
Если полагать, что потери на трение в диффузоре отсут-
ствуют, то общий запас механической энергии, которым об-
ладает каждый килограмм поступающего в двигатель воз-
духа, должен оставаться неизменным. Этот запас состоит из
энергии кинетической и энергии потенциальной. Потенциаль-
ная энергия газа выражается произведением давления на
объем газа. Постоянство запаса механической энергии для
1 кг воздуха в любом сечении диффузора можно предста-
вить в виде равенства
7 9 9
WH W\ W2
— + Рн^н = ~ + P1V1 = ~ + P2V2> (4)
где v — объем, занимаемый 1 кг воздуха и называемый
удельным объемом.
Поскольку удельный объем газа представляет величину,
обратную его удельному весу:
1
v = — ,
Y
а последний во всех сечениях одинаков, получим
2 2
уау;
— F Рн — ~ k Pi
2g 2g

(5)
Выражение
называют скоростным напором, а
величину р— статическим давлением. Это то давление, ко-
торое показывает манометр с заборным отверстием, направ-
Рис. 2. Измерение давления в потоке:
а — замер статического давления; б— за-
мер полного давления
ленным параллельно тече-
нию (рис. 2, а). Такое дав-
ление действует на внут-
реннюю поверхность диф-
фузора. Сумму скоростно-
го напора и статического
давления называют пол-
ным давлением ро. Такое
давление показывает ма-
нометр с заборной труб-
кой, направленной навстречу течению (рис. 2,6). Полное
давление вдоль диффузора при отсутствии потерь согласно
уравнению (5) должно оставаться постоянным. Однако,
8
поскольку скорость потока, а вместе с ней и скоростной
напор вдоль диффузора падают, для того чтобы
полное давление оставалось неизменным, второе сла-
гаемое суммы — статическое давление — должно возра-
стать. Чем больше расширение диффузора, тем сильнее тор-
мозится в нем воздушный поток, тем выше статическое дав-
ление на входе в камеру сгорания. Если бы удалось ско-
рость воздушного потока снизить до нуля, на выходе из
диффузора установилось бы статическое давление, равное
полному:
Р2=Р0н = -^-+Рн.
Итак, в диффузоре происходит преобразование скорост-
ного напора в статическое давление, которое, непрерывно
нарастая по длине диффузора, будет всегда выше атмо-
сферного. Поскольку в потоке, обтекающем диффузор сна-
ружи, статическое давление остается близким к атмосфер-
ному, избыток давления со стороны внутренней поверхно-
сти создаст силу, направленную навстречу набегающему по-
току.
За диффузором следует камера сгорания, представляю-
щая собой цилиндрическую трубу постоянного сечения. При
отсутствии горения характеристики потока оставались бы
на этом участке постоянными, если не считать небольших
потерь энергии за счет трения. Однако сжигание в потоке
впрыскиваемого через форсунки горючего приводит к суще-
ственному изменению характеристик потока. Выделяю-
щееся при горении тепло за вычетом сравнительно неболь-
ших тепловых потерь через стенки двигателя идет на разо-
грев продуктов сгорания, приобретающих вследствие этого
высокую температуру (до 2000° С). Удельный вес продук-
тов сгорания из-за разогрева получается значительно ниже
удельного веса воздуха на входе в камеру сгорания. Со-
гласно уравнению состояния газа
где /? — газовая постоянная;
Т — абсолютная температура газа.
На основании этой зависимости можно написать
Y3 Рз *в Л)в
Y2 Р2 Тор
9
Здесь индексом «г» обозначены величины, относящиеся
к продуктам сгорания, индексом «в»—к воздуху на входе
в камеру сгорания.
Горение в ПВРД происходит при постоянном давлении,
т. е. рз = Р2- Газовые постоянные продуктов сгорания R?
и воздуха RB отличаются друг от друга сравнительно мало.
Следовательно, отношение удельных весов газов до и после
нагрева будет в основном определяться отношением их тем-
ператур. Температура продуктов сгорания ТОг обычно в не-
сколько раз превышает ту, которую имеет воздух, посту-
пающий в камеру сгорания. Примерно во столько же раз
удельный вес продуктов сгорания меньше удельного веса
воздуха:
уз ТОв
У 2 Т 0г
(7)
В сужающемся сопле совершается процесс, обратный
тому, который происходит в диффузоре. Все зависимости,
выведенные нами для диффузора, остаются справедливыми
и для сопла, в том числе и уравнение (5), выражающее
постоянство полного давления в потоке. При отсутствии по-
терь на трение внутри двигателя полное давление в сопле
должно равняться полному давлению в диффузоре. Равен-
ство полных давлений для входного и выходного сечений
двигателя можно записать так:
Yh®2h yH
Если бы в камере сгорания не было подогрева, сжатый
воздух в результате расширения, происходящего в сопле,
вернулся бы к своему исходному состоянию. При давлении,
равном атмосферному, воздушный поток имел бы на выходе
скорость и удельный вес, равные скорости и удельному весу
на входе, т. е. =w н, Y4 = Ун. Чтобы пропустить этот по-
ток, потребовалось бы выходное отверстие сопла, равное по
площади входному отверстию диффузора. Совершенно оче-
видно, что тяга такого двигателя, даже при отсутствии вну-
три него потерь на трение, равнялась бы нулю, поскольку
силы внутреннего избыточного давления, приложенные к
диффузору и соплу, в этом случае равны и направлены в
противоположные стороны.
Однако при подогреве потока внутри двигателя картина
существенно меняется. В этом случае при одинаковой про*
10
пускной способности площадь выходного сечения сопла
должна быть больше площади входного сечения диффузора.
Действительно, расходы газов и воздуха в выходном и вход-
ном сечениях можно полагать равными друг другу, так как
разницей в расходах за счет добавления в поток в камере
сгорания небольшой массы топлива можно пренебречь.
Следовательно,
откуда
$ВЫХ __ Ун (g)
Sbx Y4 ^4
Из уравнения (7) следует, что
откуда
Подставив уравнение (9) в уравнение (8), получим
$вых - / Ун
Sbx |/ Y4
Поскольку плотность истекающих из сопла газов, нагре-
тых до высокой температуры, ниже плотности атмосфер-
ного воздуха, т. е.
Yi < Тн,
выходное сечение должно быть больше входного:
$ВЬ1Х |
$вх
Проекция поверхности диффузора на плоскость, перпен-
дикулярную к оси двигателя, больше соответствующей про-
екции сопла. В итоге, хотя перепады давлений в диффузоре
и сопла для рассматриваемой схемы двигателя примерно
одинаковы, а следовательно, близки и средние давления,
действующие на их внутренние поверхности, сила избыточ-
ного давления, приложенная к диффузору, оказывается
выше той, которая действует на сопло. Вследствие различия
этих сил в ПВРД возникает реактивная сила, или тяга, ко-
торую мы обозначим буквой R,
11
На практике определение реактивной силы как разности
сил избыточного давления, действующего на диффузор и
сопло, оказывается затруднительным, поскольку для этого
необходимо производить подсчет распределения давлений по
их поверхностям. Другой, более простой путь определения
тяги основан на использовании- закона о количестве движе-
ния, согласно которому импульс реактивной силы за 1 сек
равен разности количеств движения газов, поступающих в
двигатель и вытекающих из него за это же время:
г) 4 Gr Gb
R • 1 = — -----
g g
Приняв в первом приближении Gr = GB, получим более
простую зависимость:
Я = —(ay4-wH). (10)
Если выразить скорость истечения газов через величину
относительного подогрева
, то для определения реак-
тивной силы получится формула, которую мы приводим без
вывода:
(11)
В ракетной технике эффективность двигателя оцени-
вается величиной удельной тяги (единичного импульса),
т. е. тяги, получаемой при сжигании 1 кг топлива в 1 сек.
Удельную тягу 1\ иногда называют характеристикой эконо-
мичности двигателя, поскольку величина удельной тяги об-
ратно пропорциональна расходу топлива, необходимого для
создания реактивной силы в 1 кг. Удельную тягу ВРД
можно вычислить делением величины реактивной силы на
соответствующий ей расход горючего GT. Из формул (10) и
(11) получим
/1 = -~-(^4-шн) (12)
Gt • g
или
Gb •
GT • g
(13)
12
Известно, что повысить удельную тягу РДТТ можно
только путем увеличения скорости истечения продуктов сго-
рания топлива. В свою очередь скорость истечения зависит
главным образом от температуры горения. Это повлечет за
собой ряд технических трудностей, в первую очередь труд-
ности обеспечения термостойкости конструкции двигателя.
В ПВРД можно получить высокую удельную тягу, не повы-
шая скорость истечения продуктов сгорания, а следова-
тельно, и температуру горения. Для этого нужно лишь по-
высить отношение , т. е. увеличить количество отбра-
GT
сываемой массы. Такой путь повышения удельной тяги в
ПВРД становится возможным вследствие того, что эта
масса не входит в бортовой запас, а заимствуется из окру-
жающей среды — атмосферы. Поэтому для ПВРД могут
быть получены значения /1, превышающие в 5—8 раз его
значения для РДТТ или ЖРД.
Сверхзвуковое
течете ж
„ Сверхзвуковое
Дозвуковое течение течение
Сжатие
Впрыск топлива и
стабилизация пламени
.Сгорание.
Набегающий
воздух
Ударные^ волш х _
ёходной диффузор
Расширение
~^газы
$6ых
Стабилизатор
^Номера сгорания Выходное сопло
Рис. 3. Схема устройства сверхзвукового ПВРД
Наряду с удельной тягой, рассчитываемой на единицу
расхода горючего, которая характеризует экономичность
двигателя, существует понятие удельной тяги, отнесенной к
единице расхода продуктов сгорания. Такая удельная тяга
для ПВРД в десятки раз ниже, чем та, которая получается
на единицу расхода горючего, и в 3—4 раза ниже, чем
удельная тяга ракетного двигателя (ЖРД и РДТТ). Дру-
гими словами, высокая экономичность ПВРД достигается за
счет отброса больших масс с относительно низкими скоро-
стями, тяга же, развиваемая ПВРД на единицу площади
поперечного сечения (миделя) двигателя, получается значи-
тельно меньше, чем тяга ракетных двигателей.
Схема ПВРД, предназначенного для сверхзвуковых ско-
ростей полета (рис. 3), отличается от рассмотренной выше
3 Г. Ю. Мазинг
13
наличием дополнительных устройств на входе и выходе дви-
гателя и сохраняет полное подобие на среднем участке. На
этом участке (дозвуковом) сверхзвукового ПВРД проте-
кают такие же процессы и действуют те же силы, что и в
дозвуковом ПВРД. Все зависимости, выведенные нами для
дозвукового ПВРД, остаются справедливыми для дозвуко-
вого участка сверхзвукового ПВРД.
Отличие схемы сверхзвукового ПВРД от рассмотренной
нами схемы дозвукового двигателя сводится к следующему.
На входе сверхзвукового ПВРД располагается устройство,
преобразующее сверхзвуковой поток в дозвуковой. Работа
такого устройства будет рассмотрена в следующем пара-
графе. Отметим лишь, что вследствие этого в сверхзвуковом
двигателе появляется дополнительное сопротивление на
входе. Сопло сверхзвукового ПВРД отличается от сопла
для дозвукового ПВРД наличием выходного раструба, обес-
печивающего истечение продуктов сгорания со сверхзвуковой
скоростью. По поверхности раструба действуют силы избы-
точного давления, равнодействующая которых направлена
вперед.
Таким образом, сверхзвуковой ПВРД можно рассмат-
ривать как дозвуковой ПВРД, огражденный от сверхзвуко-
вого потока, в котором он находится, барьерами — преоб-
разователями скорости на входе и выходе. Для того чтобы
получить тягу сверхзвукового ПВРД, необходимо к силам,
действующим в дозвуковом двигателе, добавить силы, обус-
ловленные наличием этих барьеров, т. е. добавить силу тяги,
образующейся за счет выходного раструба сопла, и вы-
честь силу сопротивления входного устройства. Следова-
тельно, рассмотренная нами картина возникновения тяги в
дозвуковом ПВРД с некоторыми поправками остается спра-
ведливой и для сверхзвукового ПВРД.
Эффективность ПВРД при сверхзвуковых скоростях по-
лета резко возрастает. Для ракетной техники сверхзвуковой
ПВРД представляет особый интерес как двигатель, способ-
ный обеспечить полет ракеты с высокими сверхзвуковыми
скоростями. Поэтому в нашей брошюре особенностям устрой-
ства сверхзвукового ПВРД и его рабочим характеристикам
уделяется большее внимание.
Диффузоры
Диффузором называется входное устройство, которое
обеспечивает торможение поступающего в двигатель потока
воздуха с одновременным ростом давления. Идеальным был
14
бы диффузор, в котором скоростной напор преобразовы-
вался бы в статическое давление без потерь. Однако на
практике при торможении потока, в особенности сверхзвуко-
вого, неизбежны потери давления, и в потоке за диффузо-
ром полное давление, т. е. сумма скоростного напора и ста-
тического давления, всегда меньше полного давления перед
входом. Качество диффузора оценивается величиной коэф-
фициента восстановления давления од, представляющего
отношение полных давлений за диффузором и перед ним:
_ Ро2
Чем выше значение од, тем меньше потери полного дав-
ления в данном диффузоре, тем выше его качество, тем со-
вершеннее двигатель в целом.
Рассмотрим основные формы диффузоров ПВРД и про-
цессы, протекающие в них при тор-
можении воздушного потока.
Выше мы ознакомились с диф-
фузором к дозвуковому ПВРД, вы-
полненным в виде конуса, расши-
ряющегося по направлению потока.
Обычно угол конусности принимают
равным 10—15°. Потери Давления в
таком диффузоре вызываются тре-
нием потока о стенки, а также вих- 6
реобразованием. Они обычно неве-
лики, и коэффициент восстановления
давления в хорошо спроектирован-
пом образце может достичь 0,85 —
0,95.
'больше
скорости
зерни)
Прямой
скачок
ас, (меньше
скорости
зерна)
Рис. 4. Прямой скачок
уплотнения:
а — схема прямого скачка
уплотнения; б — эпюра ско-
ростей; в - эпюра давлений
Однако если ПВРД с таким диф-
фузором поместить в сверхзвуковой
поток, процесс торможения потока
изменится. На входе в диффузор
скорость набегающего потока будет
изменяться внезапно — скачком. На
участке пути длиной
всего в стотысячную долю миллиметра она упадет на не-
сколько сот метров. Одновременно так же резко возрастут
давление, плотность и температура воздуха (рис. 4). Такое
изменение состояния сверхзвукового потока называют скач-
ком уплотнения. Скачок уплотнения можно сравнить с уда-
ром водяной струи о преграду, приводящим к внезапной
15
потере скорости и резкому повышению давления, с тем лишь
различием, что при ударе струи осевая скорость теряется
полностью, а в скачке уплотнения скорость теряется ча-
стично.
Появление скачков уплотнения при сверхзвуковой ско-
рости объясняется следующим. При движении тела с дозву-
ковой скоростью волны уплотнения, вызванные столкнове-
нием тела с потоком, распространяются во все стороны со
скоростью звука. Эти волны являются «вестниками» дви-
жущегося тела. Они задолго до приближения тела застав-
ляют воздух «расступиться» перед ним. При движении тела
со сверхзвуковой скоростью «вестники» не могут опередить
его движение и тело сталкивается с невозмущенным воз-
духом. Встречный поток тормозится на лобовой поверхности
тела.
Подобно тому как при ударе движущегося тела о пре-
граду часть кинетической энергии тела необратимо перехо-
дит в тепловую, в скачке уплотнения часть механической
энергии воздушного потока также превращается в тепло.
Поэтому торможение воздуха в скачках уплотнения всегда
сопровождается повышением температуры и падением пол-
ного давления.
Необходимо отметить, что чем больше скорость перед
скачком, тем сильнее тормозится поток, тем ниже его ско-
рость за скачком, тем больше потери полного давления при
торможении.
Особенно велики потери в прямом скачке, поверхность
которого перпендикулярна направлению набегающего по-
тока. Торможение потока в прямом скачке протекает на-
столько сильно, что скорость потока за прямым скачком при
любой скорости перед скачком становится дозвуковой.
Такой прямой скачок появляется на входе в дозвуковой
диффузор при использовании его на сверхзвуковой скоро-
сти. Применение дозвуковых диффузоров допустимо лишь на
небольших сверхзвуковых скоростях, не превышающих
1,5—2,0 М. При торможении потока со скоростью 2 М по-
тери полного давления в прямом скачке достигают 20%, а.
при торможении потока со скоростью 2,5 М — 50%.
Для уменьшения потерь во входном диффузоре ПВРД
целесообразно использовать устройства, позволяющие через
серию косых скачков затормозить сверхзвуковой поток. Ко-
сым скачком называется скачок уплотнения, расположенный
наклонно к направлению потока. Такие скачки образуются
при обтекании сверхзвуковьш потокохм тел, поверхность ко-
16
торых с направлением потока составляет острый угол. В ко-
сом скачке наряду с внезапным изменением скорости, плот-
ности, давления и температуры происходит также изменение
направления потока, который после скачка движется парал-
лельно отклоняющей поверхности.
Рассмотрим косой скачок, образующийся при набегании
сверхзвукового потока на пластину, наклоненную к направ-
лению потока под углом со (рис. 5). Фронт скачка располо-
жится по отношению к потоку под углом а. Величина угла а
Рис. 5. Схема косого скачка уплотнения
зависит от наклона пластины и скорости потока. Чем
больше скорость потока, тем меньше угол наклона фронта
косого скачка к поверхности пластины. Скорость набегаю-
щего потока на фронте скачка можно представить как гео-
метрическую сумму двух скоростей: wt, параллельной
фронту скачка, и wria , перпендикулярной к фронту. Дру-
гими словами, косой скачок можно рассматривать как
прямой скачок в потоке, который набегает перпендикулярно
к фронту косого скачка со скоростью wn^ и сносится па-
раллельно этому фронту со скоростью wt. В прямом скачке
произойдет резкое падение перпендикулярной составляю-
щей до wnl, однако параллельная составляющая ско-
рости wt останется при переходе через скачок неизменной.
Поэтому изменение характеристик потока, связанных с его
скоростью, — давления, плотности, температуры — при оди-
наковых скоростях перед фронтом в косом скачке происхо-
дит слабее, чем в прямом.
Заменив сильный прямой скачок несколькими следую-
щими друг за другом косыми скачками, можно затормозить
сверхзвуковой поток с меньшими потерями механической
17
энергии и получить в заторможенном потоке более высокое
давление. Такая схема торможения (сжатия) воздуха ис-
пользуется в сверхзвуковом диффузоре.
Для образования системы косых скачков на входе в дви-
гатель помещают ступенчатое конусное тело. Косые скачки,
возникающие при набегании на конусное тело сверхзвуко-
вого потока, представляют собой конусные поверхности.
Размеры конусного тела подбираются таким образом, чтобы
косые скачки пересекались на передней кромке входа. Сече-
ние сверхзвукового диффузора в осевой плоскости с систе-
мой косых скачков изображено на рис. 6.
Обечайка
Рис. 6. Схема скачков на входе в сверхзвуковой диффузор
После первого косого скачка, образующегося при набе-
гании потока со скоростью wfl на первую выступающую сту-
пень конуса, поток отклоняется от первоначального направ-
ления и движется параллельно поверхности конуса со ско-
ростью ю». При этом плотность и давление потока
возрастают, скорость падает, но остается сверхзвуковой.
После второго скачка, образующегося при набегании потока
на вторую ступень конуса, происходит дальнейшее снижение
скорости потока и повышение плотности и давления. На-
правление потока вновь меняется и становится параллель-
ным поверхности второй ступени конуса. Скорость w2
остается сверхзвуковой. Если конусное (центральное) тело
имеет третью ступень, то образуется третий косой скачок,
в котором также протекают все перечисленные выше явле-
ния. На входе в сужающийся кольцевой канал образуется
прямой скачок, в котором сверхзвуковое течение потока
преобразуется в дозвуковое. Поскольку, пройдя через ко-
сые скачки, поток подходит к входу сильно замедленным,
потери давления в завершающем.прямом скачке невелики.
Заторможенный поток с дозвуковой скоростью вступает в
18
сужающийся кольцевой канал между обечайкой и конус-
ным телом диффузора, при этом он вновь разгоняется и
может в самом узком сечении канала — горловине —
достичь скорости звука. За горловиной следует расши-
рение канала. Этот участок по существу представляет
собой дозвуковой диффузор, который рассматривался выше.
При работе двигателя на расчетном режиме на этом участке
устанавливается замедленное дозвуковое течение потока.
Для того чтобы убедиться в преимуществах диффузора
с косыми скачками перед диффузором простейшего устрой-
ства с прямым скачком на входе,
рассмотрим кривые зависимости
коэффициента восстановления
давления от числа Мн (рис. 7)
для случаев:
1) прямой скачок;
2) один косой скачок с после-
дующим прямым скачком (конус-
ное тело диффузора одноступен-
чатое) ;
3) два косых скачка с после-
дующим прямым скачком (конус-
ное тело двухступенчатое);
4) три косых скачка с по-
следующим прямым скачком (ко-
нусное тело трехступенчатое).
Из рис. 7 видно, что начиная
с Мн = 3 величина коэффициента
восстановления давления од для
трехступенчатого конусного диф-

Рис. 7. Зависимость коэффи-
циента восстановления дав-
ления от числа М в набегаю-
щем потоке для различных
систем скачков уплотнения:
1 — прямой скачок; 2 — один ко-
сой скачок с прямым скачком;
3 — два косых скачка с пря-
мым скачком; 4—три косых
скачка с прямым скачком
фузора почти вдвое выше, чем для диффузора с одним пря-
мым скачком на входе в сужающийся канал. По мере повы-
шения скорости полета преимущества диффузора с боль-
шим числом косых скачков возрастают.
Мы рассмотрели работу многоскачкового диффузора для
случая, когда размеры ступеней конусного тела и взаимное
расположение этого тела и обечайки подобраны таким об-
разом, что при данной скорости потока все косые скачки
пересекаются на передней кромке обечайки. Так протекает
работа диффузора на режиме, называемом расчетным, т. е.
когда он используется на скорости полета Мн = Мрасч, соот-
ветствующей его геометрическим данным (рис. 8, а).
Посмотрим, что произойдет, если диффузор будет ис-
пользован на скорости полета, меньшей, чем та, на которую
19
он рассчитан, т. е. при Мн < Мрасч. В этом случае углы на-
клона скачков увеличатся и конусные поверхности их фрон-
тов уже не будут пересекаться на входной кромке (рис. 8, б).
При этом в двигатель попадет лишь часть воздуха, сжатого
в системе косых скачков. Остальная часть пройдет мимо
входа. При обтекании сжатым воздухом конической обе-
чайки диффузора на нее будет действовать повышенное
внешнее давление, что приведет к росту лобового сопротив-
ления двигателя, а следовательно, к снижению его эффек-
тивной тяги, т. е. той тяги, которая передается от двигателя
к ракете.
Если диффузор будет использоваться при скорости по-
лета, превышающей расчетную, Мн > Мрасч, то углы на-
клона скачков уменьшатся и пересечение скачков переме-
а
Последний
косой скачан
Рис. 8. Режимы работы сверхзву-
кового диффузора:
а — расчетный случай Мн = Мрасч ;
б Мн < Мрасч . в Мн > мрасч
стится с входной кромки в
глубь диффузора (рис. 8, в),
При обтекании потоком под-
нутрения, образованного на-
клоном обечайки, возник-
нет разрежение, подобное
тому, которое возникает за
дном летящего артиллерий-
ского снаряда. При смеше-
нии потока после скачков и
потока после разрежения в
дозвуковой части диффузо-
ра установится поток, пол-
ное давление которого будет
меньше максимально воз-
можного при данной ско-
роста и при данном числе
косых скачков.
Следовательно, при ис-
пользовании многоскачко-
вого диффузора на нерасчет-
ном режиме эффективность его падает. При исполь-
зовании ПВРД на режиме переменных скоростей по-
лета для улучшения рабочих характеристик двигателя
целесообразно было бы применять регулируемый мнотоскач-
ковый диффузор, геометрия которого изменялась бы в по-
лете непрерывно в соответствии со скоростью таким обра-
зом, чтобы косые скачки постоянно пересекались на входной
кромке. Такой диффузор всегда работал бы на расчетном
режиме и обеспечивал бы наиболее высокие характеристики
20
двигателя. Однако для ракет, являющихся оружием разо-
вого применения, бывает целесообразно поступиться энер-
гетическими показателями двигателя в пользу простоты его
конструкции. С этой целью в ПВРД, предназначенном для
работы в широком диапазоне скоростей, используют нере-
гулируемый диффузор с геометрией, рассчитанной для неко-
торой средней скорости полета.
Камера сгорания и сопло
Камера сгорания воздушно-реактивного двигателя слу-
жит для сжигания горючего, т. е. для преобразования его
химической энергии в тепловую энергию продуктов сгора-
ния.
В настоящее время в качестве горючего для ВРД при-
меняются в основном соединения водорода с углеродом —
углеводороды, которые имеют сравнительно высокую теп-
лотворную способность. Количество тепла, выделяемого при
сгорании 1 кг таких горючих, как бензин и керосин, превы-
шает 10 000 ккал.
Для того чтобы обеспечить наиболее полное сгорание
горючего вещества в камере, необходимо тщательно распы-
лить его в потоке воздуха и создать однородную горючую
смесь. Смесеобразование включает в себя следующие про-
цессы: подачу горючего в камеру сгорания, дробление струи
горючего на мелкие капли, испарение капель в потоке воз-
духа и, наконец, перемешивание паров горючего с воздухом.
Горючее подается в камеру сгорания либо давлением сжа-
того воздуха, поступающего в бак с горючим из баллона
высокого давления, либо центробежным насосом. Для вра-
щения центробежного насоса может быть использована
воздушная турбинка, работающая под напором потока, от-
водимого к ней от диффузора.
Распыл жидкого горючего производится при помощи
форсунок. Степень распыла зависит от физических свойств
жидкости (вязкости, плотности, поверхностного натяжения),
а также от скорости движения струи жидкости относительно
воздуха и от конструкции форсунки. Наиболее эффективны
центробежные форсунки, обеспечивающие тонкий распыл
жидкости на капли размером в десятки микрон даже при
небольших скоростях истечения жидкости. При истечении
из такой форсунки жидкость завихрителем вовлекается в
быстрое вращательное движение. Тотчас же по выходе струи
из форсунки центробежные силы растягивают ее в тонкую
4 Г. Ю. Мазинг
21
Рис. 9. Схема обтекания ста-
билизатора пламени пото-
ком горючей смеси
коническую пленку, которая затем распадается на мельчай-
шие капли.
Воспламенение горючей смеси может производиться элек-
трической запальной свечой либо пиротехническим патроном
с электрозапалом. При горении запрессованного в патрон
состава создается факел раскаленных твердых частиц, под-
жигающий рабочую смесь и образующий дежурное пламя,
необходимое для поддержания горения в камере на началь-
ной стадии работы. В дальнейшем горение в камере под-
держивается за счет передачи теп-
ла из зоны горения свежим пор-
циям горючей смеси. Однако для
того чтобы процесс воспламенения
горючей смеси протекал беспре-
рывно и надежно, необходимы спе-
циальные устройства — стабилиза-
торы пламени. Стабилизаторы
представляют собой плохо обте-
каемые тела различной формы в
виде плоских пластин, конусов,
угольников и т. д. При обтекании
стабилизатора пламени потоком
горючей смеси образуется вихре-
вой след (рис. 9), в котором ско-
рость поступательного движения смеси по сравнению с со-
седними участками будет сильно замедлена. Непосред-
ственно за стабилизатором возникает застойная зона, запол-
ненная циркулирующими массами. В этих местах обычно и
помещают источник воспламенения. Роль стабилизаторов
сводится к предотвращению срыва пламени. При циркуляции
отдельных подожженных порций горючей смеси в вихревой
зоне за стабилизатором они успевают полностью выгореть с
выделением тепла, достаточного для воспламенения холод-
ной смеси, обтекающей стабилизатор. Таким образом, за ста-
билизаторами возникают устойчивые очаги горения, обес-
печивающие непрерывное воспламенение свежей смеси.
Совершенство камеры сгорания оценивается в первую
очередь коэффициентом полноты сгорания срСг, т. е. отноше-
нием тепла, выделившегося при сгорании горючего, к'тому
запасу химической энергии, которая в этом горючем содер-
жится. Степень полноты сгорания зависит не только от ка-
чества подготовки горючей смеси, но и от длины камеры
сгорания. С увеличением длины растет время пребывания
горючей смеси в камере, что способствует завершению иду-
22
тих в ней процессов горения. Однако с удлинением камеры
растет поверхность соприкосновения горючих газов со стен-
ками двигателя, а следовательно, увеличиваются тепловые
потери и потери на трение. При этом также возрастает вес
конструкции двигателя. Следует иметь в виду, что начиная
с некоторой длины дальнейшее удлинение камеры сгорания
приводит к незначительному увеличению полноты сгорания
топлива. Исходя из этого, длину камеры сгорания выби-
рают в таких пределах, чтобы, с одной стороны, получить
приемлемую полноту сгорания, а с другой стороны, сделать
конструкцию двигателя как можно более легкой и компакт-
ной.
Рассмотрим, как зависит температура в камере сгорания
от расхода и теплотворной способности горючего, от коэф-
фициента полноты сгорания.
Если за секунду в камеру сгорания подается и сгорает
в ней GT кг горючего, то количество тепла, выделяющегося
при этом, составляет
Qi = GT<por * Ни,
где Ни— теплотворная способность (калорийность) горю-
чего, т. е. количество тепла, выделяющееся при полном сго-
рании 1 кг горючего.
За это же время в камеру сгорания поступает GB кг
воздуха с температурой 70в . Вес продуктов сгорания, обра-
зующихся за секунду, составляет
Gr = GT + Gn.
Поскольку весовой расход воздуха в 15 раз и более пре-
вышает расход горючего, приближенно можно полагать
Gr = GB.
В процессе горения горючей смеси температура ее повы-
шается до температуры горения. Для такого повышения тем-
пературы газов необходимо, чтобы количество тепла, выде-
ляющегося при горении, равнялось
Qs = GB • Ср (ГОг — ТОв),
где Ср — удельная теплоемкость газов.
Цели, пренебрегая тепловыми потерями в камере, пола-
гать, что все тепло, выделяющееся при горении, идет на на-
прев газов, т. е. считать, что
Qi== Qs*
23
получим
GT?or//tt = GpGB (Т Ог Т’ов)-
Отсюда можно определить расход топлива, необходимый
для поддержания заданной температуры в камере сгорания:
-’’•Л
?СГ • Пи
Повышение температуры в камере сгорания неизбежно
связано с увеличением подачи топлива и уменьшением от-
ношения расхода воздуха к расходу горючего:
Gb ^сгНи 1
Отношение -- можно записать так:
где Lq — минимальное количество воздуха, необходимое
для полного сгорания 1 кг горючего;
а — коэффициент избытка воздуха, показывающий, во
сколько раз количество воздуха, подводимого для
полного сгорания 1 кг горючего, больше мини-
мально необходимого.
Максимальное повышение температуры газов при горе-
нии достигается при коэффициенте избытка воздуха, рав-
ном единице:
/Т Т \ __ ?сг * Ни
X1 0г 1 0в/ макс — •
Это повышение температуры будет тем больше, чем
выше калорийность горючего и чем меньше воздуха тре-
буется для его сгорания.
При а < 1 происходит неполное сгорание подаваемого в
камеру горючего. Такой режим работы камеры сгорания
является неэкономичным, и его стараются избегать.
С увеличением а, т. е. при обеднении смеси горючим,
температура продуктов сгорания будет падать.
При значительном обеднении смеси (а = 1,6 -4- 1,8)
вследствие снижения температуры горения затрудняется
воспламенение свежей смеси.
Поэтому сообразно с составом горючей смеси, на кото-
рой работает ПВРД, меняется организация процесса горе-
24
ния, а б соответствии с этим — и конструкция камеры> сго-
рания.
В зависимости от организации процесса горения камеры
делятся на одноконтурные и двухконтурные.
Схема устройства одноконтурной камеры сгорания при-
ведена на рис. 10. В такой камере горючее вводится сразу
Рис. 10. Схема устройства одноконтурной камеры
сгорания:
/ — форсунки; 2 — форкамера; 3—стабилизатор; 4 — игла
в весь воздушный поток. Такие камеры применяются для
работы на богатых смесях (1<а<2), когда весовое коли-
чество воздуха, приходящееся на единицу веса горючего,
близко к минимально необходимому для полного сгорания
топлива. В начале камеры сгорания обычно располагается
камера предварительного горения, или форкамера. За счет
малого входного отверстия внутри форкамеры устанавли-
вается малая скорость потока, при которой обеспечивается
надежное горение смеси. На выходе из форкамеры устанав-
ливается постоянно действующий факел, поджигающий
смесь в основной камере сгорания. Стабилизаторы пламени
в рассматриваемой конструкции выполнены в виде сталь-
ных желобков, расположенных в виде лучей, расходящихся
от форкамеры к стенкам двигателя. Пламя, выходящее из
форкамеры, должно достигать вихревой области за стаби-
лизаторами.
В двухконтурной камере сгорания (рис. 11) горючее
вводится только в поток воздуха, протекающего через пер-
вый контур. В первом контуре образуется богатая смесь,
для которой легче получить высокую полноту сгорания. За-
тем происходит смешение первичного потока продуктов сго-
рания с воздушным потоком из второго контура, в резуль-
тате чего достигается более низкая температура газов в
25
основной камере. Необходимость в такой схеме устройства
появляется в случае работы на бедных смесях при больших
избытках воздуха а>2, когда одноконтурная схема не мо-
жет обеспечить достаточную полноту сгорания «и надеж-
ность работы.
Горючее
Рис. 11. Схема устройства двухконтурной камеры
сгорания:
/ — форсунки; 2 — стабилизаторы
В сопле происходит частичное преобразование тепловой
энергии газов в кинетическую энергию струи. В зависимо-
сти от скорости истечения газов сопла подразделяются на
дозвуковые и сверхзвуковые. Дозвуковое сопло выполняется
Рис. 12, Схемы регулируемых сопел:
а — сопло с регулирующей иглой; б — сопло
с гибкими стенками; 1 — кулачки; 2 — гибкие
стенки
в виде сужающегося
насадка. Сопло для
сверхзвукового исте-
чения состоит из
двух участков — су-
жающегося, дозвуко-
вого, и расширяюще-
гося, сверхзвукового.
Процессы, проте-
кающие в сверхзву-
ковом сопле, в дан-
ной брошюре не рас-
сматриваются.
Если полет ра-
кеты с ВРД проте;
кает в условиях, тре-
бующих изменения
расхода газов через сопло, появляется необходи-
мость изменить проходные сечения сопла. Простей-
шее регулирование сопла производится перемещением
иглы (рис. 12, а), Сопла, регулируемые таким способом,
26
применяются в турбореактивных двигателях. На рис. 12, б
показано регулируемое сопло с гибкими стенками. Стенки
из упругих стальных листов искривляются усилиями вра-
щающихся профилированных кулачков, перемещаясь при
этом вдоль второй пары жестких стенок, играющих роль
направляющих. При искривлении стенок происходит изме-
нение проходных сечений сопла. Применение в ВРД сопел
с гибкими стенками ограничивается нагревом, при котором
материал стенки сопла теряет свои упругие свойства.
Скоростные и высотные характеристики ПВРД
Характеристиками ПВРД называют зависимости его
полной * и удельной тяги от высоты, скорости полета и тем-
пературы в камере сгорания,
при баллистическом расчете
режима работы двигателя.
Скоростная характери-
стика двигателя представ-
ляет зависимость его полной
и удельной тяги от числа М
при заданных высоте полета
и температуре в камере сго-
рания. На рис. 13 показано,
как в зависимости от изме-
нения числа М при полете
у земли при температуре
в камере сгорания =
= 2000° абс. изменяется пол-
ная тяга двигателей с раз-
личными схемами диффузо-
ра. Рассматриваются дви-
гатели со следующими диф-
фузорами: простейшего уст-
ройства с прямым скачком
на входе (пр.); конусным
с одним косым и последую-
щим прямым скачками
(кос. + пр.); двухступенча-
тым конусным с двумя ко-
сыми и одним замыкающим
прямым скачками (2 кос. -f-
Характеристиками пользуются
ракеты, а также при выборе
R г
зо
го
ю
о
I г з о
Рис. 13. Зависимость тяги ПВРД
(ГОг « 2000° абс., Зн «= 0,5 м2) от
числа Мн полета при различных
системах диффузора:
по — прямой скачок; кос + пр. — один
косой и один прямой скачки;
2 кос. + пр. — два косых и один пря-
мой скачки; ид — идеальный диф-
фузор
* В дальнейшего для сокращения полная тяга называется просто
тягой двигателя.
27
+ пр.) и, наконец, идеальным (воображаемым), в котором
сжатие протекает без потерь (ид.). Сравнение двигателей
с различными диффузорами производится при одинаковой
плошади струи набегающего на диффузор потока воздуха
(SH = 0,5 jw2) .
Все кривые берут начало от нуля. При нулевой скорости,
как следует из самого принципа работы ПВРД, этот двига-
тель не способен создавать тягу. Для того чтобы запустить
ПВРД, необходимо применить стартовый двигатель (ПРД
или ЖРД), разгоняющий ракету с ПВРД до скорости, при
которой начинается его устойчивая и эффективная работа.
При малых дозвуковых скоростях все кривые сливаются
вместе. При дозвуковых скоростях возникновение скачков
уплотнения и связанных с ними потерь невозможно. По-
этому все схемы диффузоров оказываются равноценными.
Несколько выше проходит кривая тяги идеального двига-
теля, в котором отсутствуют всякие потери. Величина тяги,
развиваемой ПВРД при дозвуковых скоростях, невелика.
Резкое увеличение тяги наблюдается при переходе к
сверхзвуковой скорости. По мере увеличения числа М по-
тери в скачках уплотнения на входе, а следовательно, и тяги
становятся все более разными у двигателей с разными схе-
мами диффузоров. Чем больше число косых скачков на
входе, тем меньше потери при сжатии воздуха, тем выше
проходят кривые тяг. То, что тяга ПВРД должна возрастать
с ростом скорости полета шн, вытекает непосредственно из
формулы (11). Суть этого явления состоит в том, что с уве-
личением скорости полета повышается степень сжатия воз-
духа в диффузоре, а следовательно, увеличивается избыточ-
ное давление внутри двигателя, за счет которого при нали-
чии некоторой разности площадей входного отверстия
диффузора и выходного отверстия сопла и появляется тяга.
Однако при определенной скорости полета рост тяги за-
медляется и затем сменяется спадом. Как объяснить это
явление? Рассматривая рабочий процесс ПВРД, мы отме-
чали, что тяга зависит от относительного подогрева газа в
камере сгорания, т. е. от отношения . Чем больше от-
носительное изменение плотности газа вследствие подогрева,
тем большее раскрытие сопла требуется при том ж$ входе,
тем больше разница сил избыточного давления, приложен-
ных к диффузору и соплу, т. е. тяга. С увеличением скоро-
сти полета наряду с повышением в двигателе давления
растет и температура поступающего в него воздуха, нагре-
28
(SH — 0,5 м2) от числа Мн (полет
у земли) при различных темпера-
турах в камере сгорания (ТОг =
= 1500, 2000, 2500° абс.)
ваемого при сжатии в диффузоре. Температура горения го-
рючего, которую можно допустить в камере сгорания,
обычно ограничивается термостойкостью материала, из ко-
торого сделан корпус.двигателя, и возможностями охлажде-
ния стенок камеры. При построении рассматриваемого
графика допускаемая температура горения принята равной
2000° абс. Для того чтобы не превысить эту температуру,
подогрев в камере сгорания приходится снижать по мере
увеличения скорости полета
в соответствии с ростом тем-
пературы воздуха, поступаю-
щего из диффузора. Это при-
водит к тому, что потребная
по расчету разность площа-
дей входного отверстия диф-
фузора и выходного отвер-
стия сопла уменьшается, а
следовательно, тяга падает.
При больших скоростях,
кроме того, на величину тяги
влияют большие потери дав-
ления в системе скачков на
входе в диффузор. В резуль-
тате при высоких скоростях
(М>4) наблюдается резкое
падение тяги ПВРД.
Можно представить себе
случай, когда воздух, посту-
пающий в двигатель, уже
вследствие торможения в
диффузоре нагревается до
предельно допустимой тем-
пературы и, следовательно,
дальнейший подогрев его в
камере сгорания становится
недопустимым. Если, например, в качестве верхнего предела
температуры в камере сгорания принять 2000° абс., то подо-
грев становится недопустимым уже при скорости 5М, при
которой указанная температура достигается за счет тормо-
жения в диффузоре. Тяга такого двигателя равна нулю.
С увеличением допускаемой температуры в камере сго-
рания ПВРД представляется возможным при тех же скоро-
стях полета и размерах двигателя повысить тяги. Это видно
из рис. 14, на котором приведены кривые зависимости тяги
5 Г. Ю. Мазинг
29
от числа М при различных допускаемых температурах сго-
рания для двигателя с трехскачковым диффузором. С по-
вышением допускаемой температуры наблюдается смещение
максимального значения тяги и точки, где тяга обра-
щается в нуль, в сторону больших скоростей, однако сам
характер кривых не меняется.
Представим себе, что создана такая совершенная кон-
струкция двигателя, которая допускает любые температуры
в камере сгорания. Казалось бы, что снятие ограничения по
температуре горения само по себе сулит неограниченные
Рис. 15. Зависимость удельной
тяги ПВРД (Тог ~ 2000° абс.) от
числа Мн (полет у земли) при раз-
личных схемах диффузора (обозна-
чения те же, что на рис. 13)
дальнейший нагрев за счет
возможности повышения
тяги. На самом же деле
этого оказывается недо-
статочно. При очень боль-
ших скоростях тяга ПВРД
неизбежно начинает па-
дать. Вызывается это тем,
что величина подогрева,
создаваемого при сжига-
нии любого горючего, на-
пример, керосина, ограни-
чена его теплотворной
способностью.
При очень больших
скоростях полета воздух
при торможении в диффу-
зоре нагревается до таких
высоких температур, что
сжигания в нем обычного
горючего не может привести к существенному повы-
шению температуры в камере. Так, например, при М = 10
температура сжатого воздуха на входе в камеру сгорания
достигнет приблизительно 6000° абс., а ее прирост за счет
сжигания керосина составит всего около 2300—2500° абс.
Уменьшение разности температур на входе в камеру сгора-
ния и на выходе из нее равносильно тому, что двигатель
работает с очень слабым подогревом. Тяга двигателя падает,
стремясь к нулю. Для того чтобы преодолеть «кризис»’ пря-
моточного двигателя и получить от него большие тяги при
сверхвысоких скоростях полета, необходимо применять но-
вые источники тепловой энергии, обеспечивающие более вы-
сокий подогрев, чем применяемые в настоящее время го-
рючие.
На рис. 15 и 16 приведены графики изменения удельной
30
Рис. 16. Зависимость удельной
тяги ПВРД с трехскачковым диф-
фузором от числа Мн (полет у зем-
ли) при различных температурах в
камере сгорания
тяги ПВРД в зависимости от изменения числа М. Значения
удельных тяг рассчитывались для тех же случаев и при
тех же условиях, при которых рассчитывались значения пол-
ных тяг. Графики удельных тяг во многом напоминают
рассмотренные нами графики полных тяг. Однако в отли-
чие от кривых полной тяги, которая очень резко меняется в
области своего максимального значения (М = 2,0-н 3,5),
кривые удельной тяги имеют очень пологую вершину.
В широком диапазоне скоростей удельная тяга ПВРД со-
храняет высокие значения, в несколько раз превышающие
те, которые обеспечива-
ются ЖРД и РДТТ. Так,
величина Ц для ПВРД с
трехскачковым диффузо-
ром при Т = 2000° абс.
при М - 2 4- 4 состав-
ляет более 1600 кг • сек,!кг,
что почти в 8 раз больше
величины /1 жидкостного
или порохового ракетного
двигателя. В этом состоит
большое преимущество
ПВРД.
Рассмотренные выше
скоростные характеристи-
ки получены для двига-
теля, работающего в ши-
роком диапазоне скоро-
стей, при условии, что с изменением скорости происходит
непрерывное регулирование геометрии двигателя. Для
обеспечения указанных характеристик необходимо, чтобы
косые скачки сходились на передней кромке обечайки диф-
фузора, т. е. чтобы» диффузор работал всегда в расчетном
режиме. Это же требуется и от сопла двигателя. Для дви-
гателя с нерегулируемой в полете геометрией диффузора и
сопла скоростные характеристики будут проходить ниже
вследствие больших потерь в диффузоре и сопле. Для
сравнения на рис. 17 приведены графики скоростных харак-
теристик двигателя с полным регулированием геометрии
(кривая а), двигателя с регулируемым соплом (кривая б)
и нерегулируемого ПВРД (кривая в). Значения единич-
ного импульса рассчитывались при температуре в камере
сгорания ТоГ = 2200° абс. и при высоте И км.
31
Рис. 17. Зависимость удель-
ной тяги ПВРД (Гог =
= 2000° абс.) от числа Мп
(Н > 11 км) для двигателей с
различными схемами регулиро-
вания:
а—полное регулирование геомет-
рии; б — регулируемое сопло; & —
нерегулируемый ПВРД
Для образцов вооружения
разового применения простота
устройства зачастую является
решающим фактором, окупаю-
щим утяжеление ракеты вслед-
ствие пониженной экономич-
ности двигателя. Это объяс-
няет в ряде случаев примене-
ние нерегулируемого ПВРД в
боевых ракетах, несмотря на
его более низкие рабочие ха-
рактеристики.
На рис. 18 показаны графи-
ки высотных характеристик
ПВРД при М = 4. Как видно
из графиков, удельная тяга
ПВРД с увеличением высоты
полета от 0 до 11 км увеличи-
вается, а на высотах, больших
11 км, остается постоянной.
Рост удельной тяги с высотой
обусловлен понижением темпе-
ратуры атмосферного воздуха.
Чем ниже температура воз-
духа, поступающего в двига-
тель, тем выше будет относительный подогрев при допускае-
мой в камере сгорания температуре. В свою очередь повы-
7ог
шение отношения -------
Л)з
приведет к повышению
удельной тяги. При М =
= 1,54-2,0 величина удель-
ной тяги на высоте 11 км
может в 1,4—1,5 раза пре-
высить ту, которая обес-
печивается при тех же
скоростях у земли. На вы-
сотах более 11 км темпе-
ратура атмосферного воз-
духа меняется мало.
Вследствие этого и удель-
ная тяга остается посто-
Рис. 18. Зависимость тяги и удель-
ной тяги ПВРД от высоты по-
лета (Мн = 4)
32
янной. Несмотря на рост удельной тяги, тяга ПВРД с вы-
сотой при постоянной скорости полета неуклонно падает.
Объясняется это уменьшением расхода газов в двигателе
вследствие падения плотности атмосферного воздуха.
Следует заметить, что на больших высотах вследствие
падения давления в камере сгорания ухудшаются распыл
горючего и горение. При этом снижается коэффициент пол-
ноты сгорания, что приводит к снижению высотных харак-
теристик двигателя (см. пунктирную кривую на рис. 18).
Регулировочные характеристики ПВРД
Регулировочные характеристики ПВРД показывают, как
изменяются полная и удельная тяги двигателя в зависимо-
сти от температуры в камере сгорания при постоянных
условиях полета. В свою очередь температура газов опре-
деляется количеством горючего, сгорающего в камере за
единицу времени. Зная регулировочные характеристики,
можно определить расход горючего, необходимый для полу-
чения требуемой тяги при заданных скорости и высоте по-
лета, а также найти наивыгоднейший режим работы, обес-
печивающий минимальный расход горючего.
Рассмотрим сначала регулировочные характеристики
для сверхзвукового ПВРД с регулируемым соплом, напри-
мер с соплом, выполненным по схеме, изображенной на
рис. 12,6.
Регулирование сопла при изменении подогрева в камере
сгорания производится для того, чтобы обеспечить при лю-
бой температуре нормальное взаимодействие основных эле-
ментов двигателя — диффузора, камеры сгорания и сопла.
Площадь критического сечения сопла изменяют так, чтобы
пропускные способности сопла и диффузора оставались оди-
наковыми.
Приток воздуха, поступающего в двигатель, зависит от
скорости и плотности набегающего потока, проходных сече-
ний диффузора и от формы последнего. При определении
регулировочных характеристик эти условия сохраняются
неизменными. Следовательно, приток воздуха на входе в
двигатель также должен оставаться постоянным.
Расход газов через сопло зависит от их плотности, а
также от площади критического сечения сопла. С увеличе-
нием температуры горения плотность истекающих газов
падает. Для того чтобы сохранить расход газов постоянным,
равным притоку воздуха через диффузор, необходимо уве-
33
личить площадь критического сечения сопла. Расход -га-
зов через сопло изменяется обратно пропорционально корню
квадратному из температуры газов в камере сгорания. По-
этому, чтобы, например, сохранить расход постоянным при
увеличении температуры в камере вдвое, необходимо пло-
щадь критического сечения сопла увеличить в ]/ 2, т. е. в
1,41 раза.
Проследим, как при таком регулировании меняются с
подогревом полная и удельная тяги.
Рис. 19. Регулировочные характеристики сверхзвукового
ПВРД (полет на высоте 11 км) с регулируемым соплом
при числах Мн = 1,5 “4,5:
а — зависимость тяги от температуры в камере сгорания для дви-
гателя с площадью поперечного сечения 1 л2; б — то же для еди-
ничного импульса
При слабом подогреве плотности поступающего воз-
духа и истекающих газов будут разниться мало. В соответ-
ствии с этим площади «горла» диффузора и критического
сечения сопла будут по величине близки. Сила реакции
истекающих газов будет едва покрывать силу сопротивле-
ния входной части диффузора, и, следовательно, полная
тяга в этом случае будет близка к нулю. По мере усиления
подогрева с ростом критического сечения сопла будет ра-
сти разница сил избыточного давления, приложенных к до-
звуковой части диффузора и к входному конусу сопла.
Одновременно будет падать сила избыточного давления,
приложенная к выходному конусу сопла. В целом
полная тяга двигателя с усилением подогрева будет непре-
рывно возрастать. Это показано на рис. 19, а, на котором
34
представлены графики изменения тяги двигателя с пло-
щадью поперечного сеченая 5ДВ = 1 м2в зависимости от из-
менения температуры в камере сгорания, построенные рас-
четным путем для случаев полета на высоте Н =11 км с
различными скоростями (М^ 1,54-4,5). В пределе при
очень сильном подогреве критическое сечение сопла разра-
стается до плошали поперечного сечения двигателя. Такой
бессопловый двигатель по сравнению с другими вариан-
тами обеспечивает максимальный съем тяги с единицы веса
двигателя.
Из уравнения для определения удельной тяги (см. фор-
мулу 12) видно, что при заданной скорости полета wH вели-
чина /1 будет определяться скоростью истечения продуктов
сгорания из сопла и отношением расходов воздуха и горю-
чего.
По мере повышения температуры сгорания, сопровож-
Л)Г
даемого ростом относительного подогрева
, проис-
ходит увеличение скорости истечения газов из сопла двига-
теля ш4, что само по себе должно привести к возрастанию
удельной тяги. Однако одновременно с этим происходит
снижение отношения —, т. е. уменьшение отбрасываемой
Gt
массы, поскольку это является обязательным условием по-
вышения температуры в камере сгорания при а>1. Вначале
при увеличении подогрева преобладает влияние первого
фактора — увеличения скорости истечения, что приводит к
повышению удельной тяги. Однако по мере усиления подо-
грева рост удельной тяги замедляется и затем сменяется
спадом. Это объясняется возросшей ролью второго фак-
тора— снижением отношения —. Наибольший подогрев
Gt
при наименьшей отбрасываемой массе обеспечивается пюи
коэффициенте избытка воздуха, равном единице.
Таким образом, для каждого режима полета (М, Н) су-
ществует оптимальная величина подогрева, при которой
двигатель работает с наименьшим расходом горючего. Та-
кой режим работы двигателя, соответствующий максималь-
ному значению /ь называют режимом максимальной эко-
номичности. Увеличение тяги двигателя сверх той, которая
обеспечивается при этом режиме, достигается за счет повы-
шенного расхода горючего.
Графики изменения 1} в зависимости ст изменения тем-
пературы в камере сгорания даны на рис. 19,6.
35
На практике могут встретиться случаи, когда необхо-
димо получить высокую тягу, не считаясь с затратами горю-
чего, например, когда требуется в течение короткого проме-
жутка времени повысить скорость ракеты. В таких случаях
приходится прибегать к полному раскрытию сопла с одно-
временным усилением подогрева, т. е. осуществлять так на-
зываемый режим максимальной тяги.
Рассмотрим теперь регулировочные характеристики
сверхзвукового ПВРД с соплом постоянного сечения. Для
сопла и диффузора такого двигателя одинаковая пропуск-
ная способность обеспечивается только при одном значении
температуры в камере сгорания, для которого рассчитана
площадь критического сечения сопла. Назовем эту темпе-
ратуру расчетной— (ГОг)Расч. При расчетной температуре
характеристики регулируемого и нерегулируемого двигате-
лей совпадают. Посмотрим, что произойдет, если в камере
сгорания нерегулируемого двигателя температура подни-
мется выше расчетной. В этом случае сопло окажется не-
способным пропустить весь воздух, поступивший через диф-
фузор и подогретый в камере сгорания. Избыток газов бу-
дет выброшен через диффузор навстречу набегающему по-
току. При этом прямой скачок, замыкающий систему косых
скачков на входе в двигатель, передвинется далеко вперед.
Система косых скачков, благодаря которой торможение
(сжатие) набегающего потока происходит с наименьшими
потерями, нарушится. Поэтому вслед за таким выбросом
наступит резкий спад полного давления в потоке, поступаю-
щем внутрь двигателя. Затем система косых скачков восста-
новится, а замыкающий прямой скачок переместится в об-
ратном направлении. Достигнув прежнего положения, ска-
чок не остановится, а, продолжая двигаться, проникнет
через «горло» в глубь диффузора. После этого весь цикл
повторится сначала. Перемещения прямого скачка сопровож-
даются резкими колебаниями давления в двигателе. Ча-
стота этих колебаний может доходить до нескольких сот в
секунду. Такие колебания обычно называют помпажом дви-
гателя. Помпаж характеризуется сильными колебаниями
тяги и резким снижением ее среднего по времени значения.
Часто помпаж заканчивается срывом работы двигателя. По-
этому следует всячески избегать появления помпажных ре-
жимов. Таким образом, температура в камере сгорания дви-
гателя с нерегулируемым соплом должна быть ниже рас-
четной температуры. При этом пропускная способность
сопла будет всегда выше потребной. Степень расширения
36
газов в нерегулируемом^ сопле с постоянным отношением
площадей выходного и критического сечений будет одинако-
вой при любом подогреве. Однако по мере понижения тем-
пературы в камере сгорания против ее расчетного значения
скорость истечения газов будет падать. Вместе со скоростью
истечения будут снижаться удельная и полная тяги, уда-
ляясь о г своих максимальных значений, которые обеспечи-
ваются при расчетной температуре.
При сильном понижении температуры горения крити-
ческое сечение сопла оказывается настолько большим для
того количества газов, которое должно пройти через него за
единицу времени, что давление в камере резко падает, а
поток воздуха, поступающий в камеру, отрывается от стенок
дозвуковой части диффузора. Полная и удельная тяги при
этом падают до нуля.
Пульсирующий ВРД
потока используется для сжатия
Рис. 20. Идеальная схема пульси-
рующего ВРД:
1—диффузор; 2 — клапан впуска; 3—
форсунки; 4 — выхлопной клапан; 5 —
сопло
Идеальная схема пульсирующего ВРД приведена на
рис. 20. В пульсирующем ВРД, так же как и в ПВРД, ско-
ростной напор встречного
воздуха, поступающего в
двигатель. Однако в отли-
чие от ПВРД сжигание
горючего производится в
замкнутом объеме камеры
сгорания при закрытых
клапанах впуска и выхло-
па. Горение в замкнутом
объеме сопровождается
резким ростом давления.
Это приводит к увеличе-
нию скорости истечения
газов из сопла, а следова-
тельно, способствует повышению экономичности пульсирую-
щего ВРД по сравнению с прямоточным двигателем. Исте-
чение начинается после сгорания топлива, когда открывает-
ся выхлопной клапан камеры сгорания, соединяющий ее с
соплом. После истечения продуктов сгорания открывается
впускной клапан и производится продувка двигателя. Затем
при закрытом выхлопном клапане производится наполнение
камеры свежим воздухом. Далее производится подача го-
рючего, воспламенение горючей смеси, и цикл повторяется.
37
Осуществление такой схемы пульсирующего ВРД на
практике встречает затруднения в связи с ненадежностью
работы выхлопного клапана, находящегося в потоке горя-
чих газов. Поэтому пульсирующий ВРД обычно применяют
без выхлопного клапана, заменяя его удлиненной выхлоп-
ной трубой. Такой двигатель называют резонансно-пульси-
рующИхМ ВРД. На рис. 21 представлено устройство резонан-
сно-пульсирующего ВРД для крылатой ракеты. Двигатель
Рис. 21. Устройство резонансно-пульсирующего ВРД для крылатой
ракеты:
/ — бак с горючим (бензином); 2 — шаровые баллоны для сжатого воздуха;
3 — клапанная решетка- 4 — форсунка: 5 — электросвеча; 6 — регулятор по-
дачи горючего; 7 — бензопровод; 8 —- камера сгорания; 9 — выхлопная труба
располагается над фюзеляжем ракеты, в котором разме-
щаются топливный бак и топливоподающие устройства. На
рисунке слева в более крупном масштабе представлено уст-
ройство впускных клапанов, открывающихся под действием
набегающего потока воздуха. Клапаны представляют собой
упругие стальные пластины, в свободном состоянии плотно
прижатые к жестким пластинам клапанной решетки. В ре-
шетку вмонтированы топливопроводы и форсунки.
Работа двигателя протекает следующим образом. Под
напором набегающего потока открываются впускные кла-
паны. Воздух, поступающий в камеру сгорания, проходя че-
рез ячейки клапанной решетки, смешивается с горючим, по-
даваемым через форсунки. Горючее поступает из бака 1 под
давлением, которое обеспечивается подачей в бак сжатого
воздуха из шаровых баллонов 2 высокого давления. При
соприкосновении горючей смеси со стенками камеры, на-
гретыми при предыдущих циклах, происходит ее воспламе-
38
нение. В начале работы двигателя воспламенение смеси
производится электросвечой 5. Воздух, заполняющий длин-
ный и узкий канал выхлопной трубы, вследствие своей
инерционности выполняет роль «воздушной пробки», пыжа,
замедляющего процесс расширения продуктов сгорания. По-
этому условия сгорания в таком двигателе в значительной
мере приближаются к условиям сгорания в замкнутом объ-
еме. Давление в камере при вспышке резко возрастает и
впускные клапаны закрываются. Продукты сгорания расши-
ряются и истекают через выхлопную трубу. При этом соз-
дается тяга, толкающая ракету вперед. Движение газов по
направлению к выходу не прекращается при спаде давле-
ния внутри двигателя до атмосферного. По инерции газы
продолжают свое движение, и вследствие непрекращающе-
гося истечения в камере наступает разрежение. Поведение
столба газов, заполняющих тракт двигателя, можно уподо-
бить действию винтовой пружины, помещенной на твердую
подставку и сжимаемой сверху рукой. Если быстро убрать
руку, витки пружины начинают стремительно разжиматься
и, перемещаясь вверх, приобретают скорость в этом направ-
лении. Разжатие пружины завершается ее отделением от
подставки, подпрыгиванием.
При некотором разрежении впускные клапаны! открыва-
ются и весь цикл повторяется сначала. Частота взрывов при
работе пульсирующего ВРД может достичь 36—50 взрывов
в секунду. Работа такого двигателя сопровождается шумом,
напоминающим гул неисправного двигателя внутреннего
сгорания. Разрежение в камере сгорания, возникающее при
истечении газов, может обеспечить открытие клапанов и по-
дачу воздуха в двигатель, находящийся на старте, который
при этом будет функционировать так же, как и двигатель,
находящийся в полете. Способность создавать тягу при ну-
левой скорости является отличительной чертой резонансно-
пульсирующего ВРД. Эта тяга невелика и не может обеспе-
чить нормальный старт ракеты. Однако это позволяет до
включения стартовых двигателей выявить неисправности
пульсирующего ВРД и устранить их.
При закрытых клапанах на входе пульсирующий ВРД
обладает большим аэродинамическим сопротивлением. В эти
промежутки времени двигатель имеет отрицательную тягу.
Вследствие этого средняя по времени тяга ПуВРД невелика.
Например, средняя тяга двигателя, установленного на не-
мецком самолете-снаряде Фау-1, составляла около 300 кг
при диаметре двигателя 580 мм. Турбореактивный двига-
39
тель при том же диаметре и при тех же скоростях полета
обеспечивает тягу, в 3—4 раза большую. Поскольку лобо-
вое сопротивление входного устройства с закрытыми клапа-
нами резко возрастает при скоростях, близких к скорости
звука, и становится очень большим при М>1, пульсирую-
щий ВРД может быть использован только при дозвуковых
скоростях полета. Неоспоримым достоинством резонансного
пульсирующего ВРД является простота его устройства.
Глава II
КОМПРЕССОРНЫЕ ВРД
В компрессорных ВРД сжатие воздуха, поступающего в
двигатель, осуществляется главным образом посредством
специальных компрессорных устройств. Поэтому в отличие
от ПВРД, который не обеспечивает достаточной тяги при
малых скоростях полета и вовсе не способен развивать тягу
на месте, компрессорные ВРД обладают в области малых
скоростей высокими рабочими характеристиками.
Компрессорные ВРД разделяются на турбокомпрессор-
ные, турбовинтовые и двухконтурные, называемые также
турбовентиляторными.
Турбокомпрессорный (турбореактивный) двигатель
(рис. 22) состоит из входного устройства 1 (диффузора),
компрессора 2, камер сгорания 3, газовой турбины 4 и со-
пла 5. В отличие от ПВРД сжатие воздуха за счет тормо-
жения набегающего потока во входном устройстве ТРД
играет второстепенную роль. В основном сжатие воздуха
производит компрессор. У современных ТРД давление воз-
духа в компрессоре повышается в 8—И раз по сравнению с
давлением на входе.
В настоящее время в ТРД применяются два вида ком-
прессоров — центробежные и осевые. Поршневые же ком-
прессоры не нашли применения вследствие их большого
веса и малой объемной производительности.
В центробежном компрессоре (рис. 23) воз-
дух подводится к рабочему колесу в осевом направлении с
помощью специальных направляющих устройств. Протекая
в радиальном направлении между лопатками рабочего ко-
леса, воздух вовлекается во вращательное движение и на
выходе из рабочего колеса приобретает скорость, близкую
41
к окружной скорости
вращения. Сжатие воз-
духа в центробежном
компрессоре начинает-
ся под действием
центробежных сил в
межлопаточных кана-
лах рабочего колеса.
Процесс сжатия завер-
шается в диффузоре
компрессора и входных
патрубках камер сгора-
ния, в которых при
плавном увеличении
проходных сечений про-
исходит уменьшение
скорости потока с одно-
временным ростом ста-
тического давления.
В многоступен-
чатом осевом ком-
прессоре (рис. 24)
сжатие воздуха осуще-
ствляется последова-
тельно в нескольких
расположенных друг
за другом ступенях.
Вращающаяся часть
компрессора —ротор—
представляет собой ряд
соединенных на одной
оси дисков с лопатка-
ми. Неподвижная часть
компрессора — ста-
тор — состоит из не-
скольких рядов закреп-
ленных в корпусе на-
правляющих лопаток.
Сочетание одного ряда
лопаток ротора со
смежным рядом непо-
движных лопаток ста-
тора составляет ступень
осевого компрессора.
Лопатки на дисках расположены так, что между ними об-
разуются каналы, расширяющиеся в осевом направлении.
Рис. 23. Схема ТРД с центробежным компрессором:
/ — входное устройство компрессора; 2 — центробежный компрессор; 3 —
камера сгорания; 4 — турбина; 5 — сопло
Таким образом, диск ротора с лопатками можно рассмат-
ривать как совокупность наклонно расположенных по
окружности дозвуковых диффузоров. Воздух, попадающий
Рис. 24. Схема ТРД с осевым компрессором:
/ — входное устройство; 2 — осевой компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — тур-
бина; 5 — сопло
в эти диффузоры при вращении диска, обладает относи-
тельно лопаток высокой скоростью. В расширяющихся меж-
лопаточных каналах относительная скорость воздушного
потока падает, а статическое давление повышается. Одно-
43
временно при движении между лопатками воздух вовле-
кается во вращательное движение и получает добавочную
скорость в направлении вращения. В результате абсолют-
ная скорость воздуха на выходе из рабочего колеса возра-
стает по величине и отклоняется по направлению в сторону
вращения.
В расширяющихся каналах между направляющими ло-
патками статора, следующими за лопатками рабочего ко-
леса, происходит торможение воздушного потока и измене-
ние направления его движения, после чего поток выходит
направленным параллельно оси компрессора.
Итак, работа ступени осевого компрессора сводится к
сжатию воздуха в системе криволинейных дозвуковых диф-
фузоров сначала за счет уменьшения относительной ско-
рости воздуха в рабочем колесе, а затем за счет уменьше-
ния его абсолютной скорости в ряде направляющих лопа-
ток. Повышение давления, которое удается получить в
одной ступени осевого компрессора, составляет для совре-
менных конструкций не более 35—40% от начального значе-
ния. Для обеспечения потребной степени сжатия осевой ком-
прессор должен иметь от 6 до 15 ступеней. Осевой компрес-
сор по сравнению с центробежным обладает рядом преиму-
ществ: он имеет более высокий коэффициент полезного
действия; количество пропускаемого через него воздуха в не-
сколько раз больше, чем количество воздуха, пропускаемого
через центробежный компрессор с тем же диаметром; на-
конец, наращивая число ступеней, в нем можно достичь зна-
чительно больших степеней сжатия, чем в одноступенчатом
центробежном компрессоре. Поэтому осевой компрессор по-
лучил наиболее широкое применение в газотурбинных дви-
гателях.
Из компрессора через сборные патрубки воздух посту-
пает в камеры сгорания. Продукты сгорания, обладающие
высокими давлением и температурой, при своем расширении
совершают работу: они вращают газовую турбину, которая
находится на одном валу с ротором компрессора. Однако на
вращение газовой турбины, а следовательно, и на работу
компрессора расходуется лишь часть потенциальной энер-
гии, которой обладают продукты сгорания. На выходе из
турбины в газовом потоке сохраняются еще достаточно вы-
сокое давление (до нескольких атмосфер) и температура
(800—900° абс.).
При расширении в выходном сопле остаточная потен-
4,4
ниальная энергия газов преобразуется в кинетическую энер-
гию струи, создающей реактивную силу.
Подачу топлива в камеру сгорания ТРД приходится ре-
гулировать таким образом, чтобы температура газов на
выходе из нее не превышала 1100—1200° абс., поскольку
лопатки турбины, омываемые газами, не выдерживают более
высоких температур. Поэтому в камере сгорания ТРД обра-
зуется обедненная рабочая смесь и газы за турбиной со-
держат значительное ко-
личество неиспользован-
ного кислорода воздуха.
Для повышения тяги
ТРД между турбиной и
соплом иногда устанав-
ливают дополнительную
камеру сгорания, так на-
зываемую форсажную ка-
меру, куда впрыскивает-
ся дополнительно топли-
во. Температура газов на
выходе из форсажной ка-
меры достигает 2000° абс.,
Рис. 25. Зависимость тяги ТРД от
числа М (полет у земли) в случае
Т. е. намного превосходит прямого скачка на входе при раз-
температуру, которую личных температурах в камере сго-
способны выдерживать рания ТОг
лопатки турбины. Турбо-
реактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ) по
сравнению с обычным ТРД характеризуется более высо-
кими тягами, но меньшей экономичностью.
На рис. 25 приведены графики, показывающие, как из-
меняется тяга ТРД в зависимости от изменения скорости
полета у земли при различных температурах в камере сго-
рания Таг. С увеличением скорости полета тяга ТРД вна-
чале нарастает. Этот рост тяги обусловлен увеличением рас-
хода воздуха, протекающего через двигатель, при повыше-
нии скорости. Однако при дальнейшем увеличении скорости
полета (М = 1,5 -т- 2.0) наблюдается падение тяги. Здесь
так же, как и в ПВРД, сказывается ограничение темпера-
туры в камере сгорания. Для ТРД это ограничение, обуслов-
ливаемое термостойкостью лопаток турбины, является более
жестким, чем для прямоточного двигателя. Как и в ПВРД,
в турбореактивном двигателе по мере роста температуры
поступающего воздуха, сопутствующего росту скорости по-
лета, приходится снижать подачу горючего в камеру сгора-
45
ния, а следовательно, снижать относительный подогрев. Это
приводит к тем же последствиям, что и в ПВРД,—к умень-
шению раскрытия выходного отверстия сопла и к падению
тяги. Отметим, что повышение тяги до максимального значе-
ния и спад ее до нулевого значения уТРД достигается при
скоростях, значительно меньших, чем у ПВРД. В области
скоростей, соответствующих М= 1,5 4- 2,0, турбореактив-
ный двигатель обладает высокой экономичностью, сохра-
няя значения удельной тяги свыше 2000 кг-сек!кг.
Турбовинтовой двигатель (рис. 26) по своему устрой-
ству и рабочему процессу во многом напоминает ТРД. Су-
щественное различие между рабочими процессами обоих
V
Рис. 26. Схема турбовинтового двигателя;
/ — воздушный винт; 2— редуктор: 3~ осевой компрессор; 4 — ка-
мера сгорания; 5 — газовая турбина; 6 — сопло
двигателей состоит в том, что в ТВД расширение продук-
тов сгорания до атмосферного давления почти целиком про-
исходит в газовой турбине. Мощность, развиваемая турби-
ной, намного превышает мощность, необходимую для сжа-
тия воздуха в компрессоре. Основная часть мощности
используется для вращения воздушного винта, связанного
с валом турбины шестеренчатой передачей для снижения
числа оборотов.
В отличие от ТРД, у которого тяга создается за счет ре-
акции струи истекающих газов, в ТВД тяга обеспечивается
главным образом работой воздушного винта. ТВД может
применяться на летательных аппаратах при скоростях по-
лета не более 800—900 км/час. При таких скоростях полета
воздушный винт имеет достаточно высокий коэффициент
полезного действия (КПД) и ТВД оказывается значи-
46
тельно экономичнее ТРД. Поэтому ТВД получил широкое
применение в транспортной и гражданской авиации. Совет-
ские турбовинтовые двигатели установлены! на самолетах
Ту-114, Ан-10, Ил-18 и др.
Двухконгурный, или вентиляторный, воздушно-реактив-
ный двигатель имеет две проточные части: внутреннюю, или
первый контур, и окружающую ее внешнюю, или второй
контур. В первом контуре протекают те же процессы, что и
в турбовинтовом двигателе. Однако в отличие от ТВД га-
зовая турбина вращает не воздушный винт, а компрессор,
установленный во втором контуре. Тяга двигателя создается
истечением газов из первого контура и струи сжатого воз-
духа из второго контура. Схема такого двигателя была
Рис. 27. Принципиальная схема двухконтурного двигателя
(по патенту А. М. Люлька, 1937 г.):
/—входное устройство; 2 — осевой компрессор; 3 — камера сгорания;
4 — турбина; 5 — сопло; А — первый контур; Б — второй контур
предложена в 1937 г. советским конструктором А. М. Люлька
(рис. 27). Двухконтурный двигатель по своим характери-
стикам занимает промежуточное положение между ТРД и
ТВД. Основным его достоинством является то, что компрес-
сор второго контура (вентилятор) сохраняет высокий КПД
при больших скоростях полета, при которых КПД винта
ТВД падает. Кроме того, при необходимости может быть
значительно увеличена тяга двухконтурного двигателя за
счет сжигания дополнительного топлива во втором контуре
за компрессором.
Глава III
ПРИМЕНЕНИЕ ВРД В РАКЕТНОЙ ТЕХНИКЕ
Применение воздушно-реактивных двигателей по уело-
Рис. 28. Удельная тяга для раз-
личных двигателей:
J — для турбореактивных двигателей
(ТРД); 2— тля турбореактивных дви-
гателей с форсажной камерой (ТРДФ);
3 — для прямоточных воздушно-реак-
тивных двигателей (ПВРД); 4 — для
жидкостных раке-ных двигателей
(ЖРД)
виям их работьь ограничи-
вается в настоящее время
сравнительно небольшими
высотами (до 30—35 км) и
скоростями полета до 4М.
Тем не менее можно указать
на попытки использовать
этот двигатель для снарядов
различных классов и назна-
чений, начиная с противотан-
кового управляемого сна-
ряда «Лютин» (Франция) на
дальность 5 км и кончая
межконтинентальными само-
летами-снарядами «Снарк» и
«Навахо» (США). Эти при-
меры указывают на возмож-
ность использования ВРД в
ракетной технике во многих
направлениях.
Для того чтобы устано-
вить области скоростей и вы-
сот, в пределах которых на-
иболее целесообразно ис-
пользовать тот или иной
тип ВРД, необходимо срав-
нить основные характери-
стики этих типов двигателей.
На рис. 28 приведены графики изменения удельной тяги
ТРД (кривая /), ТРДФ (кривая 2), ПВРД (кривая 3) в
зависимости от изменения числа М. Для сравнения на этом
48
же рисунке показана линия 4 удельной тяги ЖРД, не изме-
няющаяся с изменением скорости полета ракеты. Значения
удельных тяг, приведенные на рис. 28, заимство-
ваны из иностранной печати. Эти данные были полу-
чены для предельных условий работы двигателей, т. е.
при максимальных коэффициентах вос-
становления давления в диффузорах и
при температурах горения, макси-
мально допускаемых жаропрочностью
современных материалов для камер
сгорания. По мере совершенствования
конструкции, применения новых мате-
риалов и топлив характеристики дви-
гателей будут улучшаться, однако
сравнительная оценка различных ти-
пов ВРД при этом изменится незначи-
тельно.
На рис. 29 приведены графики за-
висимости от числа М удельных весо-
вых тяг различных типов ВРД. Удель-
ной весовой тягой называют отноше-
ние полной тяги двигателя к весу его
конструкции:
совые тяги для раз-
личных двигателей
(обозначения те же,
что и на рис. 28)

Чем меньше вес конструкции двигателя, при котором
обеспечивается требуемая полная тяга, тем больше удель-
ная весовая тяга.
Выбор наиболее подходящего типа двигателя для того
или иного образца вооружения может быть произведен лишь
с учетом обеих характеристик — /1 и Поясним это.
Вес двигательной установки с запасом горючего состоит
из веса конструкции собственно двигателя ддв и веса топ-
ливных баков (где со — вес самого горючего, а —
коэффициент, показывающий, во сколько раз вес заправ-
ленных баков с арматурой больше веса самого горючего),
т. е. вес двигательной установки с горючим
<7дв 4-.Т = <7дв "4“ kjd).
Рассмотрим простейший случай, когда требуется спроек-
тировать двигатель с постоянной заданной тягой R и с за-
49
данным временем работы т. Если известна удельная тяга,
нетрудно рассчитать запас горючего, необходимый для обес-
печения тяги двигателя R в течение времени т:
С другой стороны, если известна удельная весовая тяга
двигателя, .можно рассчитать вес двигателя, развивающего
заданную тягу /?:
R
Rl
Следовательно, вес двигательной установки с баками для
горючего будет равен
7дв 4- г = — + —-— — R I ~ .
/?1 /1 '
Полученная формула указывает на два возможных пути
снижения веса ?дв+т: повышение R\ и повышение Ц, Какой
из этих путей является решающим, т. е. приводит к наибо-
лее резкому снижению веса двигательной установки? Это
зависит от соотношения двух слагаемых, стоящих в скоб-
ках. Если заданное время работы двигателя невелико и из-
меряется, скажем, несколькими десятками секунд, второй
член суммы, стоящий в скобках, получается сравнительно
маленьким и не играет решающего значения. В этом случае
величина суммы определяется в основном первым членом,
т. е. величиной R\, При таких условиях ПВРД с его высо-
ким даже в области относительно небольших сверхзву-
ковых скоростей может оказаться более приемлемым, чем
ТРД, имеющий большую величину /ь но наряду с этим
меньшую величину Наоборот, у летательных аппаратов
с большими временами полета решающая роль принадле-
жит второму члену суммы. В этом случае, чтобы резко
снизить вес летательного аппарата, необходимо идти на по-
вышение /1 подчас, возможно, даже за счет утяжеления
конструкции самого двигателя.
Пример. Пусть при скорости полета 1,5М потребная
тяга двигателя составляет 1 т, а потребное время работы
30 сек.
Вес двигательной установки ПВРД с горючим при
50
li = 1000 кг -сек/кг, Ri = 11 кг- тяги!кг веса (при значении
&т в 1,1) составит
<7ДВ+ т = 1000f—+ 1,1 • —^=124 кг.
U1 1000/
Вес двигательной установки ТРД с горючим при
1\ = 2000 кг* сек/кг, R\ = 2 кг • тяги/кг веса (при таком же
значении &т) составит
<?дв + г= 1000 ( — + 1,1 • -^-') = 517 кг.
\ *2 2000/
Следовательно, в этом случае турбореактивная двига-
тельная установка с баками для горючего, несмотря на
двукратное превосходство в удельной тяге, будет в 4 раза
тяжелее двигательной установки с ПВРД.
Однако если потребное время работы двигателя увели-
чить до 2000 сек, веса двигательных установок с баками
для горючего будут равны:
вес ПВРД
^в + т=юоо(^+1,1 -23 = 2290 кг-,
вес ТРД
9дв + 1= 1000 (—+ 1,1 • — )=1600 кг.
I 2 2000/
Итак, с увеличением полетного времени прямоточный
двигатель с запасом горючего оказывается почти в полтора
раза тяжелее турбореактивного.
По режиму работы воздушно-реактивные двигатели, ис-
пользуемые в образцах ракетного вооружения, делятся на
две группы. Двигатели первой группы—маршевые—обес-
печивают длительный полет ракеты с постоянной скоростью.
Двигатели второй группы — разгонные — обеспечивают ус-
коренное движение ракеты.
Тяга маршевого двигателя выбирается равной по вели-
чине лобовому сопротивлению ракеты. Для маршевого дви-
гателя характерно большое время работы, поэтому в целях
облегчения веса ракегы необходимо в первую очередь по-
вышать экономичность двигателя, т. е. увеличивать удель-
ную тягу. В качестве маршевого двигателя в зависимости
от значения маршевой скорости могут быть использованы
различные типы ВРД. Примерные области применения
51
маршевых ВРД различных типов показаны на оис. 30.
Обозначения здесь те же, что и на предыдущих рисунках.
При скоростях 0,7—2,0 М наибольшей экономичностью об-
ладают ТРД, при скорости 2,0 М — ТРДФ. При создании
ТРД для скоростей полета до 3,0 М наталкиваются на серь-
езные технические трудности, связанные с жаропрочностью
лопаток турбины и со смазкой подшипников вращающихся
частей в условиях высоких температур. При скоростях по-
лета больше 3,0 М все преимущества оказываются на сто-
роне ПВРД.
Для разгонных двигателей, к которым относятся, напри-
мер, двигатели некоторых зенитных ракет, решающим тре-
бованием является повышение удельной весовой тяги.
В этом случае уже при скоростях'
2,0—2,5 М все преимущества ока-
зываются на стороне ПВРД. Для
того чтобы полностью уяснить
себе эти преимущества, рассмо-
трим характеристики двух реаль-
ных образцов: ПВРД, установлен-
ного на зенитной ракете «Бомарк»
(США), и ТРД J-85 (США) с
форсажной камерой, работающего
на начальном участке траектории
в разгонном режиме. Первый из
них при собственном весе 225 кг
развивает тягу 4500 кг, второй
при собственном весе 238 кг, т. е.
Рис 31. Ракета со встроен-
ным ВРД
Рис. 30. Области при-
менения маршевых
ВРД (обозначения те
же, что и на рис. 28)
52
очень близком к весу ПВРД, развивает максимальную тягу
всего 1750 кг, т. е. в 2,6 раза меньше.
Разнообразные варианты компоновки ВРД на ракете
можно объединить в две группы: ракеты со встроенным
двигателем и ракеты с вынесенным двигателем. У ракеты
со встроенным двигателем последний размещается в кор-
пусе ракеты (рис. 31). Диффузор размещается в головной
части ракеты или под ее корпусом, а воздушно-газовый
тракт двигателя проходит внутри корпуса, иногда по всей
длине ракеты. Примером такой компоновки могут служить
ЗУР «Тейлос» (США), «Масалка» (Франция), крылатые
ракеты «Регулус», «Матадор» (США) и др. На рис. 32 по-
казана ракета с вынесенными двигателями. В такой схеме
Рис. 32. Ракета с вынесенными ВРД
воздушно-реактивные двигатели располагаются обычно на
пилонах под крыльями или под фюзеляжем, а баки с топ-
ливом помещаются внутри фюзеляжа. По такой схеме вы-
полнены ЗУР «Бладхаунд» (Англия), «Бомарк» (США).
Рассмотрим вкратце области применения каждого из
типов ВРД.
Пульсирующий ВРД. Вследствие низких скоростных и
высотных характеристик этот двигатель в настоящее время
применяется лишь в реактивных снарядах-мишенях, исполь-
зуемых для обучения войск стрельбе по воздушным целям.
В качестве примера можно сослаться на американские об-
разны KUW-1 «Лун», KDD-I «Кэтидид», а также на фран-
цузский образец «Арсенал 5501». Эти образцы выполнены
по схеме с вынесенным двигателем.
Некоторые образцы с пульсирующим ВРД разрабаты-
вались первоначально как самолеты-снаряды и предназна-
чались для нанесения ударов по важным наземным объ-
ектам на дальности до 300 км. Так, например, «Лун», пред-
ставляющий собой копию немецкого Фау-1, создавался как
боевой образец, однако низкие характеристики этого само-
лета-снаряда (высота полета 1,2 км при скорости полета
53
180 м)сек) обусловили использование его в роли летающей
мишени.
Турбореактивный двигатель нашел широкое применение
в иностранных образцах крылатых ракет—управляемых
самолетов-снарядов, большинство из которых обладает око-
лозвуковыми скоростями полета. Этому благоприятствовали
как высокая экономичность, которую обеспечивают ТРД в
данном диапазоне скоростей, так и большой опыт эксплу-
атации этих двигателей, накопленный в авиации, а также
возможность использования готовых конструкций авиацион-
ных двигателей. Примером использования ТРД могут слу-
жить американские самолеты-снаряды «Матадор», «Петрел»,
«Регулус I» и другие на дальности 400—900 км. Скорости
их маршевого полета находятся в узком диапазоне от 240
до 300 м/сек (от 0,89 до 0,93 М). Максимальная высота
полета составляет 13—14 км. В этих образцах ТРД исполь-
зуется как маршевый двигатель, обеспечивающий полет на
заданной высоте с постоянной скоростью. Указанные
образцьп выполнены по схеме со встроенным двигателем.
ТРД располагается в задней части фюзеляжа планера.
Воздухозаборники карманного типа находятся под фюзе-
ляжем.
Хотя способность ТРД развивать тягу на старте, каза-
лось бы, делает стартовый двигатель в этих случаях излиш-
ним, однако в указанных образцах избежать его применения
не удалось. Только благодаря пороховому стартовому дви-
гателю представилось возможным обойтись без длинных
взлетных дорожек и обеспечить старт самолетов-снарядов
с места — с направляющих нулевой длины.
В США были попытки использовать ТРД в качестве
двигателя для межконтинентальных самолетов-снарядов.
Самолет-снаряд «Снарк», который разрабатывался для
стрельбы на дальность 8000 км, был снабжен турбореактив-
ным двигателем с тягой 4500 кг, обеспечивающим маршевую
скорость 240 м/сек (М = 0,68) на высоте около 18 км.
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой нахо-
дит применение в качестве маршевого двигателя в образцах
со сверхзвуковой скоростью и с большими временами по-
лета. Согласно графику, показанному на рис. 28, ТРДФ
обладает по сравнению с другими ВРД наибольшей эконо-
мичностью в области скоростей, соответствующих
М = 1,5 ~ 2,0. Из образцов, в которых применяется ТРДФ,
укажем на самолет-снаряд «Регулус II» (США) и на уп-
равляемый снаряд класса «воздух — земля» GAM-77
54
«Хаунд Дог» (США). Самолет-снаряд «Регулус II» пред-
назначен для стрельбы с кораблей и подводных лодок на
дальность до 1600 км. Для него маршевая скорость состав-
ляет 2М на высоте полета 18 км. Снаряд «Хаунд Дог»
Рис. 33. Американский снаряд с ТРД («Хаунд Дог»):
а — общий вид снаряда; б — подвеска снаряда под крылом
бомбардировщика
предназначается для вооружения дальних бомбардировщи-
ков. Общий вид образца дан на рис. 33, а. На рис. 33, б
показана подвеска снаряда под плоскостью бомбардиров-
щика. Считается, что дальность действия этого снаряда
(800 км) позволяет самолету-носителю запускать его, нахо-
дясь за пределами досягаемости средств ПВО, располо-
женных вокруг цели *. Для уменьшения уязвимости снаряда
за счет ТРДФ обеспечивается полетная скорость, соответ-
ствующая 2М.
Дозвуковой ПВРД в отличие от ТРД целесообразно
применять в ракетах с малым полетным временем для
* По последним сообщениям иностранной печати дальность этого
образца увеличена. Указывается также, что двигатель имеет регули-
руемый в полете диффузор. Наличие форсажной камеры отрицается.
55
стрельбы на малые дальности. При этом, несмотря на бо-
лее низкую экономичность ПВРД по сравнению с ТРД, це-
лесообразность применения ПВРД обусловливается просто-
той его устройства, а также малым весом самого двигателя.
Как было показано выше, последнее обстоятельство играет
решающую роль в снижении стартового веса образцов с
малым временем работы двигателя. К числу образцов с до-
звуковым ПВРД относятся французские ракеты класса
«земля — земля»: SE-4200 на дальность 120 км с маршевой
скоростью 290 м!сек (М = 0,85), BTZ-412-01 «Огр» на даль-
ность 80 км с маршевой скоростью 250 м/сек (М = 0,75) и
противотанковый управляемый снаряд BTZ-411-01 «Лютин»
на дальность до 5 км (М = 0,36).
Дозвуковой ПВРД применяется также в реактивных
снарядах-мишенях, например в американскохм образце
KDM-1 «Пловер» с маршевой скоростью М = 0,97.
Сверхзвуковой ПВРД. Важнейшей областью примене-
ния сверхзвукового ПВРД является зенитное ракетное
оружие. Ряд капиталистических государств уделяет боль-
шое внимание применению этого двигателя в зенитных уп-
равляемых ракетах (ЗУР), о чем свидетельствует перечень
образцов со сверхзвуковым ПВРД, разрабатываемых и на-
ходящихся на вооружении: «Тэйлос» и «Бомарк» (США),
«Бладхаунд» (Англия), «SE-4400» и «Масалка» (Франция)
и др. Эги ракеты предназначаются для стрельбы на высоту
более 20 км. Максимальная скорость полета составляет
2,5—3,5 М. Дальности стрельбы колеблются от нескольких
десятков до нескольких сот километров.
Характерным образцом ЗУР для зональной обороны яв-
ляется «Бомарк». Калибр ракеты 880 мм, стартовый вес
6,8 т. Максимальная дальность полета, по данным иност-
ранной печати, превышает 500 км. Общий вид ракеты пока-
зан на рис. 34, а. Ракета стартует вертикально (рис. 34,6).
ПВРД, включающиеся после срабатывания стартовых дви-
гателей, сначала работают в режиме максимальной тяги,
обеспечивая разгон ракеты до крейсерской скорости и на-
бор высоты, а затем переводятся на маршевый режим для
поддержания постоянной скорости.
К ЗУР, предназначенным для зенитной обороны отдель-
ных объектов, относится ракета «Тэйлос» (рис. 35). Калибр
ракеты 710 мм, стартовый вес 3,2 т. ПВРД при М = 2,5
развивает тягу около 18 т. Ракета может поражать цели на
высоте не более 23 км и на дальности до 70 км.
56
Рис. 34. Американская зенитная ракета с ПВРД «Бомарк»:
а — общий зид ракеты; б — ракета в момент старта
По сведениям иностранной печати, ракету «Тэйлос»
предполагают также использовать для стрельбы по судам
и береговым установкам. На ее основе предполагается со-
здать антиракету для обороны авианосцев, крейсеров и про-
Рис. 35. Американская зенитная ракета с ПВРД «Тей-
лос»
чих надводных судов. Указывается также на попытки раз-
работать усовершенствованный образец со сверхзвуковым
ПВРД для борьбы с межконтинентальными ракетами и ра-
кетами, запускаемыми с подводных лодок. Эти данные сви-
детельствуют о стремлении использовать ПВРД на наибо-
лее ответственных направлениях ракетной техники.
Воздушно-реактивные двигатели, по мнению иностран-
ных специалистов, в будущем найдут применение в первой
57
ступени космических ракет. Первая ступень является наи-
более громоздкой и дорогостоящей по сравнению с осталь-
ными частями ракетной системы. По мере увеличения мас-
штабов работ по освоению космического пространства
возникает потребность в разработке первой ступени много-
кратного использования. Это позволило бы значительно
сократить затраты! на производство и эксплуатацию косми-
ческой ракетной системы. Предлагается первую, стартовую,
ступень космической ракеты выполнить в виде самолета
с треугольным крылом и снабдить воздушно-реактивными
двигателями. При работе первой ступени движение проис-
ходит по пологой траектории с использованием подъемной
силы крыла. Воздушно-реактивные двигатели разгоняют
ракету до скорости 1200 м!сек. Работа ВРД заканчивается
на высоте около 30 км. После этого первая ступень отде-
ляется и возвращается к месту старта для последующего
использования. По расчетным данным для запуска ракет-
ной системы весом 109 т необходимо иметь стартовую сту-
пень весом 120 т с шестью воздушно-реактивными двига-
телями тягой 18 т каждый. Стартовая ступень с ВРД полу-
чается на 50—60% легче многократно используемой стар-
товой ступени с ЖРД.
Глава IV
КРАТКИЙ ИСТОРИЧЕСКИЙ ОБЗОР
ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
И ПЕРСПЕКТИВЫ ИХ РАЗВИТИЯ
Начало развития ВРД относится к середине прошлого
века, когда в России появились первые патенты на двига-
тели с использованием в качестве рабочего тела атмосфер-
ного воздуха. В работе И. И. Третесского, в проектах
Н. М. Соковнина и Ф. Гешвенда воплощено стремление
передовых людей русской науки того времени решить про-
блему реактивного полета. Третесским и Соковниным пред-
лагалось использовать для продвижения аэростата реакцию
воздушной струи. Гешвенд (1887 г.) предложил использо-
вать для движения самолета силу реакции пара, образую-
щегося в бортовой котельной установке. Для повышения
тяги предлагалось использовать отброс дополнительной
массы воздуха, засасываемого из атмосферы чзрез систему
насадков-инжекторов.
Первые модели газовых турбин были построены
П. Д. Кузьминским (1892 г.) и В. В. Караводиным (1908 г.).
Камера сгорания турбинной установки Караводина пред-
ставляла собой по существу первый резонансно-пульсирую-
щий двигатель.
В 1911 г. инженер А. Горохов предложил проект мото-
компрессорного ВРД. В этом двигателе предусматривалось
предварительное сжатие воздуха перед камерой сгорания
в компрессоре, приводимом в движение поршневым двига-
телем. Проект авиационного винтового двигателя с приво-
дом от турбины был впервые предложен в 1914 г. морским
офицером М. Н. Никольским. Вращать турбину должны
были газьи, истекающие из ЖРД.
Идея прямоточного двигателя была выдвинута в 1913 г.
59
французским инженером Рене Лореном. Однако создание
первых модельных образцов ПВРД и их испытание было
осуществлено в СССР в 1932—1935 гг. В 1934 г. француз-
ский инженер Рене Ледюк взял патент на самолет с ПВРД,
а в 1938 г. были начаты работы над опытным образцом.
Эти работы были прерваны войной и завершились лишь в
1945 г. Дозвуковой прямоточный двигатель был применен
в 1939 г. советским конструктором И. А. Меркуловым в ка-
честве ускорителя к истребителю И-15. Два прямоточных
двигателя, установленные под крыльями самолета, должны*
были обеспечить прирост скорости сверх того предела, ко-
торый достигался за счет поршневого двигателя.
Конструктивная разработка ВРД всех типов была бы
невозможной без прочного теоретического фундамента, со-
зданного трудами советских и зарубежных ученых. В 1929 г.
была опубликована работа Б. С. Стечкина «Теория воз-
душного реактивного двигателя», которая послужила осно-
вой при разработке современной теории ВРД. Большую
роль при создании теории газовых турбин сыграли работы
проф. Уварова. Широко известны работы по теории ВРД
и его элементов и других советских ученых.
В создании воздушно-реактивных двигателей, как и в
других областях реактивной техники, советские конструк-
торы всегда играли ведущую роль. В качестве примера до-
статочно сослаться на образцы ВРД, разработанные ими
для гражданской авиации.
На протяжении длительного периода развитие ВРД в
основном было связано с авиацией. Однако в последнее
время успехи в разработке прямоточных двигателей, имею-
щих высокие характеристики в области больших скоростей
полета, открыли широкие возможности для использования
ВРД в ракетной технике. Основном направлением в разви-
тии ВРД для ракет является достижение больших скоро-
стей и высот полета. Эта задача решается за счет прямоточ-
ного двигателя. Если при скоростях, соответствующих
М = 2,5 ~ 3,0, ТРДФ еще может конкурировать с ПВРД по
экономичности, то при М = 3,5 все преимущества, как пока-
зывают исследования, оказываются на стороне ПВРД.
Для того чтобы сделать ПВРД эффективным при ско-
ростях, в 6—10 раз превышающих скорость звука, необхо-
димо, как это уже отмечалось нами раньше, обеспечить вы-
сокий относительный подогрев в двигателе при этих скоро-
стях. Для этого нужно, с одной стороны, обеспечить
термосгойкость конструкции двигателя при высоких темпе-
60
ратурах, а с другой стороны — подогрев воздуха до этих
температур путем применения новых, более калорийных
топлив.
Из всех известных в настоящее время горючих компо-
нентов химических топлив наивысшей теплотворной способ-
ностью обладает водород. Количество тепла, выделяющегося
при сгорании 1 кг водорода, составляет 28 900 ккал. Однако
водород обладает крайне низкой плотностью, что при раз-
мещении его в ракете приводит к большим габаритам, а
следовательно, и весам топливных баков. Это затрудняет
использование водорода в качестве горючего для ВРД. На
втором месте после водорода по теплотворной способности
стоят металлы бериллий (15 100 ккал/кг) и бор
(13 900 ккал/кг) и их соединения с водородом.
Пентаборан (соединение бора с водородом) имеет теп-
лотворную способность 15 340 ккал!кг, а боргидрид берил-
лия (соединение бериллия с бором и водородом) —
16100 ккал!кг. Применение таких горючих в маршевых
двигателях даже при средних скоростях полета позволило
бы увеличить дальность на 20—40%. Однако бериллий, бор
и их соединения с водородом являются веществами дефи-
цитными и вследствие их токсичности малоудобными для
массового применения. Это, однако, не исключает возмож-
ности их использования в отдельных образцах вооружения.
Так, по данным иностранной печати, применение боросо-
держащего топлива предусматривается в разрабатываемой
двигательной установке к усовершенствованному варианту
американской ЗУР «Бомарк».
Одним из направлений работ по преодолению «скорост-
ного кризиса» ПВРД может быть создание принципиально
новой конструкции двигателя, позволяющей по-иному орга-
низовать рабочий процесс при скоростях полета, больших
4—5 Мн.
Мы отмечали, что тяга сверхзвукового ПВРД снижается
за счет потерь полного давления при торможении потока до
скорости, меньшей скорости звука. Чем выше скорость по-
лета, тем выше степень торможения потока, поступающего
в двигатель, тем больше потери полного давления. С ро-
стом степени торможения возрастает температура воздуха,
поступающего в камеру сгорания. Поскольку подогревать
поток в камере можно лишь до температуры, допускаемой
материалом камеры, относительный подогрев с ростом
степени торможения снижается, вызьнвая снижение полной
и удельной тяги двигателя.
61
6
Рис. 36. ПВРД для больших скоростей с воспламенением
от сжатия:
а — схема устройства двигателя; б — зависимость удельной тяги от числа Мн ;
/ — диффузор; 2 — свило; 3 — форсунки; 4 — конусное (клинообразное) тело
В связи с этим возникает вопрос: нельзя ли в прямоточ-
ном двигателе для высоких скоростей ограничиться мень-
шим торможением потока на входе, сохраняя скорость
потока вдоль тракта двигателя, большей скорости звука?
Рассмотрим работу двигателя, схема которого представ-
лена на рис. 36, а. Набегающий сверхзвуковой поток посту-
пает в сужающийся канал воздухозаборника 1. Если бы по
62
такому каналу двигался дозвуковой поток, скорость потока
непрерывно возрастала бы. Напомним, что плотность газа
в дозвуковом потоке остается постоянной, и для того, чтобы
расход газа вдоль сужающегося канала не менялся, ско-
рость газа должна увеличиваться. В сверхзвуковом потоке,
как показывает опыт, плотность газа с изменением давле-
ния меняется быстрее, чем скорость. При торможении сверх-
звукового потока плотность газа увеличивается быстрее,
чем уменьшается его скорость, и, следовательно, сечение
потока должно уменьшаться. Другими словами, сверхзву-
ковой поток (по сравнению с дозвуковым) ведет себя про-
тивоположным образом: в сужающемся канале он тормо-
зится, в расширяющемся канале он ускоряется. Примене-
ние в рассматриваемой схеме сужающегося диффузора спе-
циального профиля обеспечит торможение потока, который,
однако, остается сверхзвуковым и в минимальном сечении
двигателя будет иметь скорость, соответствующую 2МН.
В канале за минимальным сечением происходит сгорание
топлива. Далее начинается расширяющееся сопло 2, в кото-
ром поток разгоняется до больших скоростей. -При этом
давление в потоке падает и в выходном сечении сопла вновь
становится равным давлению в окружающей среде. Но
температура газа в сопле выше, чем в диффузоре, за счет
тепла, выделившегося при сгорании топлива. Следова-
тельно, плотность газа в сопле будет ниже, чем в диффу-
зоре. За счет малой плотности газов выходное сечение
сопла, рассчитанное на расширение газов до атмосферного
давления, получается больше входного сечения диффузора.
Избыточное статическое давление в заторможенном потоке,
действуя на поверхность диффузора и сопла, создает две
противоположно направленные силы*. Поскольку внутрен-
няя поверхность сопла больше внутренней поверхности
диффузора, сила, приложенная к соплу, является преобла-
дающей. Разность этих сил является тягой двигателя.
Но как в двигателе со сверхзвуковым течением органи-
зовать сгорание топлива? Ведь в ПВРД обычной конструк-
ции, чтобы обеспечить устойчивость горения, скорость воз-
духа на входе в камеру сгорания ограничивают 100—
120 м!сек. При больших скоростях может наступить срыв
пламени и горение в камере прекратится. Как же избежать
этого при скоростях потока в несколько сотен метров
в секунду?
Существуют две формы распространения пламени в го-
рючих газовых смесях. Одна из них проявляется при нор-
63
мальном горении, когда распространение пламени по объему
горючей смеси осуществляется за счет передачи тепла от
горящих слоев к холодной массе. Скорость распростране-
ния пламени при этом исчисляется десятками сантиметров,
реже несколькими метрами в секунду. Такой процесс горе-
ния используется в ПВРД обычной конструкции.
Другая форма распространения горения, называемая де-
тонацией, связана с движением в газовой смеси ударной
волны, скорость которой измеряется сотнями и тысячами
метров в секунду. В ударной волне происходит сжатие
газа. При этом температура повышается настолько, что
горючая смесь вспыхивает. Именно такой способ воспламе-
нения горючей смеси — воспламенение сжатием — предла-
гается осуществить в новой схеме ПВРД.
Горючее впрыскивается в сверхзвуковой поток в сече-
нии А через форсунки 3 с таким расчетом, чтобы при под-
ходе к сечению Б оно полностью перемешалось с воздухом
и образовалась однородная горючая смесь. В сечении Б
находится конусное или клинообразное тело 4. При набе-
гании на - клин сверхзвукового потока образуются косые
скачки уплотнения. Резкое повышение температуры в косом
скачке приводит к быстрому воспламенению за фронтом
скачка горючей смеси. В отличие от обычной детонации,
когда ударная волна распространяется в неподвижном газе,
здесь наблюдается обратная картина: ударная волна
остается неподвижной, а через фронт ударной волны с боль-
шой скоростью движется газовый поток.
На рис. 36, б приведена полученная расчетным путем за-
висимость удельной тяги такого двигателя от числа Мн.
В качестве горючего взят ацетилен. Из графика видно, что
такой двигатель начинает создавать тягу при скоростях
полета, соответствующих числам Мп > 4, поскольку при
меньших скоростях полета воспламенить горючую смесь
сжатием не удается. Максимальная удельная тяга дости-
гается при Мн — 6 — 7, после чего начинается ее спад. Та-
ким образом, за счет применения рассмотренной схемьи
представляется возможным согласно расчетам обеспечить
высокую экономичность ПВРД в области Мн = 5 — 10.
Одним из видов энергии, который может быть использо-
ван в ПВРД на больших высотах, является потенциальная
энергия ионизированного газа. Опытами по изучению верх-
них слоев атмосферы установлено, что на высоте 80—100 км
молекулы газов под действием ультрафиолетовых и косми-
ческих лучей распадаются на заряженные частицы — ионы.
64
При распаде веществом поглощаются большие количества
энергии, которые могут выделиться в виде тепла при об-
ратном процессе — ассоциации, т. е. при соединении ионов
в молекулы. Килограмм диссоциированного кислорода при
ассоциации выделяет 3650 ккал, что более чем в 6 раз пре-
вышает количество тепла в 1 кг продуктов полного сгора-
ния бензина в воздухе. Воссоединению ионов в молекулы
препятствует господствующее на больших высотах низкое
давление (менее 0,01 мм рт. ст.). При движении ракеты со
скоростью, соответствующей М = 7ч-10, в диффузоре
ПВРД может быть обеспечено сжатие воздуха до давлений
0,5—1,0 атм, при которых препятствие к воссоединению
ионов в молекулы устраняется. Однако следует учитывать,
что полнота завершения процессов ассоциации зависит от
времени, а время пребывания газов в двигателе ограничено.
Поэтому важнейшей задачей при использовании энергии
ионизации является отыскание ускорителя процесса ассо-
циации, способствующего полному завершению этого про-
цесса в камере ПВРД. Выделяемое при ассоциации тепло
создает высокий подогрев газа в двигателе. Такова идея
«бестопливного» ПВРД, работающего на больших высотах
и при больших скоростях за счет энергии, содержащейся в
окружающей среде — ионосфере.
Наряду с работами по повышению верхнего предела
скорости ПВРД — главным направлением совершенствова-
ния этого двигателя — ведутся также работы по снижению
нижнего предела скорости, направленные на обеспечение
эффективности прямоточного двигателя при малых скоро-
стях полета. По данным иностранной печати, в ряде стран
ведутся работы по созданию комбинированного реактивного
двигателя, представляющего гибрид двух двигателей — ра-
кетного и прямоточного. Такой двигатель называют ракет-
но-прямоточным. По замыслу конструкторов, такая комби-
нация расширит пределы применения прямоточных устано-
вок как в области малых, так и в области больших
скоростей. В качестве примера сошлемся на разрабатывае-
мый в США комбинированный двигатель фирмы Марквардт.
В этом двигателе объединены ЖРД и ПВРД. ЖРД рас-
положен внутри прямоточного двигателя и заполняет цен-
тральное тело диффузора. Камера сгорания ПВРД разме-
щена позади ЖРД. Установка предназначена для исполь-
зования в усовершенствованном варианте ЗУР «Бомарк».
При помощи ЖРД осуществляется взлет ракеты и разгон
До скоростей, при которых становится эффективной работа
65
ПВРД, обеспечивающего маршевый полет ракеты в район
цели. Сближение с целью на больших высотах достигается
при повторном включении ЖРД.
Из иностранной печати известны также проекты комби-
нации ПВРД и ПРД. Схема такого двигателя дана на
рис. 37. Пороховой ракетный двигатель применяется в ус-
тановке как генератор газов, содержащих продукты непол-
ного сгорания (например, угарный газ), которые догорают в
камере сгорания ПВРД. В камере сгорания ПВРД преду-
сматривается размещение стартового порохового заряда.
Переднее днище стартового двигателя изготавливается из
Рис. 37. Схема комбинированного реактивного двигателя:
/ — маршевый ПРД; 2 — камера дожигания; 3— стартовый заряд; 4 — сго-
рающее днище; 5 — вставное сопло стартового двигателя; 6 — сопло пря-
моточного двигателя
материала, сгорающего в конце его работы, например из
магниевого сплава. Вставное сопло стартового двигателя к
началу работы ПВРД отбрасывается.
Для образцов ракетного вооружения большое значение
приобретают такие качества, как простота конструкции
двигателя, быстрота и безотказность его запуска, надеж-
ность работы. Согласно сообщениям иностранной печати, в
целях максимального удовлетворения этих требований неко-
торыми фирмами сейчас разрабатываются ПВРД на твер-
Рис. 38. Схема устройства ПВРД на твердом топливе:
/ — диффузор; 2 — щелевой фланец; 3 — воспламенитель; 4 — топливный заряд
Из спрессованного порошка магния; 5 — камера дожигания; б — корпус заряда;
-7-—канал вторичного потока воздуха; 0— канал первичного потока воздуха
66
дом топливе. В таком двигателе, представляющем собой
летающую «трубу-печку», отсутствуют трубопроводы, кла-
паны, топливоподающие устройства и форсунки. На рис. 38
показано устройство одного из таких двигателей. Топлив-
ный заряд в этом образце представляет собой брикет по-
рошкообразного магния, выполненный в форме полого
цилиндра. Для обеспечения надежности воспламенения за-
ряда при запуске двигателя и устойчивости горения к маг-
нию перед прессованием добавляют небольшое количество
твердого окислителя. Кроме магния, в качестве твердого го-
рючего могут быть использованы алюминий, бор, бериллий
и другие металлы, а также их соединения с водородом.
В рассматриваемой схеме заряд горит только по вну-
тренней поверхности. Первичный поток воздуха, протекаю-
щий внутри заряда, обеспечивает неполное сгорание топ-
лива. Вторичный поток воздуха из диффузора направ-
ляется через щелевой фланец в кольцевой канал между
топливным зарядом и корпусом двигателя. Продукты не-
полного сгорания выносятся первичным потоком в камеру,
где при смешивании со вторичным потоком воздуха про-
исходит их догорание. При таком процессе горения обес-
печивается охлаждение стенок камеры дожигания, по-
скольку периферийные слои воздуха, поступающие в камеру
по кольцевому каналу, не участвуют в процессе горения и
образуют прослойку между зоной горения и стенками ка-
меры.
Усовершенствование турбореактивных двигателей идет
главным образом по пути облегчения их конструкции. Это
достигается применением новых, более легких материалов,
например титановых сплавов. Разрабатывается новый тип
двигателя, занимающий промежуточное положение между
Рис. 39. Устройство турборакетного двигателя:
/ — входное устройство; 2 — компрессор; 3 — камера ракетного
двигателя; 4 — топливная форсунка; 5 — газовая турбина; 6 — ка-
мера сгорания; 7 — сопло
67
ТРД и ракетными двигателями на твердом или жидком топ-
ливе. Такой двигатель получил название турборакетного.
Схема турборакетного двигателя показана на рис. 39. Жид-
кое ракетное топливо через форсунку подается в кольце-
вую камеру ракетного двигателя. Сгорание топлива в этой
камере происходит без доступа воздуха с образованием га-
зообразных продуктов неполного сгорания, способных дого-
рать при смешении их с воздухом. Образовавшиеся газы,
истекая через сопла, попадают на лопатки газовой турбины
и приводят ее во вращение. Состав ракетного топлива под-
бирается так, чтобы температура газов была допустимой по
условиям жаростойкости материала лопаток турбины. На
одном валу с турбиной находится осевой компрессор, кото-
рый производит сжатие воздуха, поступающего из диффу-
зора по кольцевому каналу в камеру сгорания. На входе
в камеру происходит смешение воздуха и горючих газов,
прошедших через турбину. При дожигании газов за счет
кислорода воздуха выделяется значительное количество
тепла.
Турборакетный двигатель имеет некоторое сходство с
ТРДФ: высокие температуры сгорания у обоих двигателей
развиваются за турбиной и не оказывают влияния на ее
живучесть. Однако в отличие от ТРДФ у турборакетного
двигателя воздух — основная часть рабочего тела,— не про-
ходит через турбину. Использование для вращения турбины
газа, истекающего из ракетного двигателя под большим на-
пором, позволяет с турбины малых размеров и веса сни-
мать большие мощности. Благодаря этому турборакетный
двигатель по сравнению с ТРДФ обладает меньшими раз-
мерами и более высокими удельными весовыми тягами.
По сравнению с ЖРД или ПРД такой двигатель обладает
в несколько раз большей удельной тягой.
Согласно исследованиям одной американской фирмы,
разрабатывающей такой двигатель, в ряде случаев можно
существенно облегчить вес ракеты, используя турборакет-
ный двигатель вместо ЖРД или ПРД. Особый интерес
представляет возможность использования такого двигателя
в многоступенчатых космических ракетах в первой ступени,
работающей в пределах земной атмосферы. На рис. 40
представлены результаты проведенных фирмой расчетов,
показавших, что за счет замены ЖРД в первой ступени
американской ракеты «Авангард» турборакетным двигате-
лем полный вес ракетьи при той же полезной нагрузке
можно уменьшить почти вдвое.
68
Ранета Первая ступень
, Л ван гард'* с турборанетпым de и га телам
Рис. 40. Сравнение стартовых весов ракет, имеющих в пер-
вой ступени РДТТ и турборакетный двигатель
Мы рассмотрели лишь отдельные направления дальней-
шего совершенствования ВРД, которые отнюдь не охваты-
вают всех возможных путей его развития. Использование
этих возможностей приведет к расширению области приме-
нения ВРД и к повышению его роли в ракетной технике,
ЛИТЕРАТУРА
Абрамович Г. Н, Прикладная газовая динамика, М, Гостех-
издат, 1953.
БондарюкМ. М. и ИльяшенкоС. М. Прямоточные воз-
душно-реакгивные двигатели, М., Оборонгиз, 1958.
Иноземцев Н. В. Авиационные газо1урбинные двигатели, М.,
Оборонгиз, 1955.
Стечкин Б. С. Теория воздушно-реактивных двигателей, ВВИЛ
им. Жуковского, 1945.
Стечкин Б. С., К а з а н д ж а н П. К- и др. Теория реактивных
двигателей, М., Оборонгиз, 1958.
П аушкин Я- М. Химический состав и свойства реактивных топ-
лив, М., Издательство АН СССР, 1958.
Гэтленд К. Развитие управляемых снарядов. М.» Изд. Иностр,
лит., 1956.
«Вопросы ракетной техники» за 1957—1960 гг., статьи «Новости
реактивной техники».
Иностранная периодическая печать за 1958—1960 гг. (Missiles and
Rockets, Flight, Interavia).
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Введение ........ .............,..................... 3
Глава I Бескомпрессорные ВРД.......................... 5
Принцип работы прямоточного воздушно-реактивного дви-
гателя ........................................... —
Диффузоры...................... ................ 14
Камера сгорания и сопло ......................... 21
Скоростные и высотные характеристики ПВРД ....... 27
Регулировочные характеристики ПВРД............... 33
Пульсирующий ВРД............................ 37
Глава II. Компрессорные ВРД ................ 41
Глава III. Применение ВРД в ракетной технике . ....... 48
Глава IV Краткий исторический обзор воздушно-реактивных
двигателей и перспективы их развития................... 59
Литература................................... 71
*
Мазинг Георгий Юрьевич
ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
М., Воениздат, 1961 г. 72 с.
(Серия—Ракетная техника)
Редактор Калашник Г. И.
Технический редактор Медникова А. Н. Корректор Перетрухина Г. Ф.
Сдано в набор 31.5.61 г. Г-71710. Подписано к печати 11.11.61 г.
Формат бумаги 84Х1О81/32—2i/i печ. л. 3,69 усл. печ. л. 3,699 уч.-изд. л.
Тираж 20 500 экз,
Изд. № 6/2932. Зак. 1131.
1-я тип огра рия
Военного издательства Министерства обороны СССР
Москва, К-6, проезд Скворцова-Степанова, дом 3
Цена 13 коп»