Путь в ракетной технике. Избранные труды (1924 - 1946) - Глушко В.П.

Автор: Глушко В.П.

Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника машиностроение ракеты ракетостроение избранные труды издательство машиностроение

Год: 1977

Похожие

Путь в ракетной технике

Очерки истории космонавтики и ракетной техники

Основы техники ракетного полета

Огранка "Алмазов"

Текст

ПУТЬ
В РАКЕТНОЙ
ТЕХНИКЕ
Цена 7 р. 22 к.
М'

АКАДЕМИЯ НАУК СССР
В-ПГЛУШКО
ПУТЬ
В РАКЕТНОЙ
ТЕХНИКЕ
ИЗБРАННЫЕ ТРУДЫ
1924-1946
Москва
«МАШИНОСТРОЕНИЕ»
1977
УДК 629.7.036(061)
В. П. Глушко. Путь в ракетной технике. М., «Машиност-
роение», 1977, 504 с.
Автор книги — выдающийся ученый в области ракетно-кос-
мических проблем, основоположник советского ракетного дви-
гателестроения, один из пионеров ракетной техники, дважды
Герой Социалистического Труда, лауреат Ленинской и Госу-
дарственной премий, академик Валентин Петрович Глушко.
В книгу вошли труды начального периода (1924—1946 гг.)
научной деятельности В. П. Глушко.
Книга рассчитана на специалистов в области ракетной тех-
ники и космонавтики. Она также представляет интерес для
читателей, интересующихся историей советского ракетострое-
ния.
31901-421
038(01)-77
БЗ-31-50-76
© Издательство «Машиностроение» 1977 г.
Автором предлагаемого сборника избранных трудов является выдаю-
щийся ученый в области ракетно-космических проблем, дважды Герой
Социалистического Труда, лауреат Ленинской и Государственной пре-
мий, академик Валентин Петрович Глушко — основоположник советско-
го ракетного двигателестроения, один из пионеров ракетной техники.
В сборник вошли работы, посвященные космонавтике и ракето-
строению, выполненные В. П. Глушко в начальный период его деятель-
ности— в 1924^1946 гг. Полная библиография его трудов по этой теме
за 1924—1945 гг., приложенная в конце издания, содержит 123 работы,
в которые включены как ранее изданные труды — 2 книги и 44 статьи,
так и неопубликованные — отчеты, заявочные свидетельства, патенты,
авторские свидетельства, доклады, рукописи и несколько документов,
представляющих историческую ценность, именно, акты, протоколы испы-
таний, журнал опытов, инструкции, технические требования и описания,
планы и программы работ, альбомы, автором или соавтором которых
являлся В. П. Глушко. За небольшим исключением все перечисленные
в библиографии работы сохранились и находятся в архивах, указанных
в библиографии. На утерянные работы сохранились ссылки в первичных
документах. Из 123 работ периода 1924—1945 гг. в публикуемый сбор-
ник избранных трудов вошли 60, как правило, в сокращенном виде.
Кроме того, приведено краткое описание конструкций некоторых ракет-
ных двигателей, газогенераторов и ракет, разрабатывавшихся
В. П. Глушко в этот период.
Более 30—50 лет прошло со времени появления работ, помещенных
в сборнике. Естественно, что в настоящее время они могут представлять
интерес лишь в историческом плане, позволяя проследить некоторые
аспекты развития ракетостроения в Советском Союзе, а также устано-
вить приоритет в решении некоторых технических проблем.
В письме к К. Э. Циолковскому 26 сентября 1923 г., т. е. в пятнад-
цатилетием возрасте, В. П. Глушко писал, что проект межпланетного
и межзвездного путешествия интересует его «уже более двух лет».
В другом письме к К. Э. Циолковскому 8 марта 1924 г. он пишет, что
межпланетные сообщения «являются моим идеалом и целью моей жиз-
ни, которую я хочу посвятить для этого великого дела, на мысль которо-
го я натолкнулся довольно-таки странным и удивительным образом.
Уже три года, как я каждую свободную минуту посвящаю ему».
Таким образом, В. П. Глушко в 1921 г. выбрал свой жизненный
путь, решив посвятить себя делу осуществления межпланетных сообще-
ний. С 1921 г. В. П. Глушко начал изучать литературу по космонавтике
и ракетостроению, а также разрабатывать эту тему. В письме к К. Э. Ци-
5
олковскому 8 марта 1924 г. он сообщает, что 13 марта отнесет в Госиздат
свою книгу «Проблема эксплуатации планет». В газетах и журналах
публикуются его научно-популярные статьи о космических полетах:
«Завоевание Землей Луны» в 1924 г., «Станция вне Земли» в 1926 г.
и другие. В 1926—1927 гг. В. П. Глушко разработал баллистический
маятник для определения эффективности взрывчатых веществ для
ракетных двигателей; в 1928—1929 гг. — проект космического корабля
с электроракетным двигателем (ЭРД), питаемым солнечной батареей,
и 18 апреля 1929 г. представил проект ЭРД в Комитет по делам изобре-
тений в Ленинграде. Проект успешно прошел экспертизу у начальника
Газодинамической лаборатории (ГДЛ) Н. И. Тихомирова в Ленинграде
и у проф. М. В. Шулейкина в Москве, после чего В. П. Глушко получил
предложение организовать и провести работы в ГДЛ по реализации
этого проекта. Первая половина мая 1929 г. ушла на организацию лабо-
ратории и получение импульсной установки высокого напряжения
в Физико-техническом институте у А. Ф. Иоффе, а с 15 мая была нача-
та экспериментальная работа по ЭРД, и с этого дня В. П. Глушко был
зачислен в штат ГДЛ руководителем этих работ.
К. Э. Циолковский в своем труде «Исследование мировых прост-
ранств реактивными приборами» (1926 г.), затем в вводной статье,
написанной им в 1927 г. к книге Н. А. Рынина «К. Э. Циолковский, его
жизнь, работы и ракеты», и в работе «Космические ракетные поезда»
(1929 г.) упоминает В. П. Глушко в числе лиц, публиковавших в Совет-
ском Союзе работы по ракетной тематике.
В ГДЛ В. П. Глушко создал (1929—1933 гг.) первый в мире элект-
ротермический ракетный двигатель, использующий электровзрывы
должным образом подобранных проводников тока. В приведенных отче-
тах 1929—1930 гг. описаны аппаратура и условия проведения, а также
результаты экспериментальных исследований электровзрывов жидко-
стей при струйной гидравлической подаче и твердых тел, механически
подаваемых в виде проволочек (металлоиды и металлы). Изучались как
одиночные электровзрывы жидких и твердых проводников, так и серии
взрывов при непрерывной подаче рабочего тела. Вначале электровзры-
вы проводились в открытом пространстве, затем (1933 г.)—в камере
с соплом.
С 1929 г. им ведется разработка аппаратуры для испытания ЖРД,
а с 1930 г. работы по созданию этого класса двигателей становятся
основными. В. П. Глушко впервые предложил и получил патент в 1930 г.
на применение бериллия как горючего, добавляемого в диспергирован-
ном виде к жидким ракетным топливам, например в водород при кисло-
роде в качестве окислителя, и к порохам с целью повышения эффектив-
ности ракетных топлив.
Спустя треть века эти предложения появились в США, где стали
применять в РД пороха с диспергированным бериллием и выдали
патент на применение топлива, состоящего из кислорода и водорода
с бериллием.
Рассматривая различные способы подачи топлива из баков в каме-
ру сгорания РД, уже в 1930 г. В. П. Глушко отдал предпочтение турбо-
насосному агрегату (ТНА), именно, центробежным насосам, приводи-
мым в действие турбиной, питаемой газом из камеры сгорания.
В 1932—1933 гг. им разрабатывалась конструкция ТНА с газовой
турбиной и центробежными насосами, в основных своих элементах
типичная для аналогичных устройств, впоследствии широко применяе-
мых в ракетном двигателестроении.
С целью уменьшения веса в 1930 г. предложено подавать топливо
из баков под давлением газа, образуемого при нагревании и испарении
сжиженного газа (азот, гелий, водород), запасенного на борту ракеты.
€
В 1930 г. В. П. Глушко впервые предлагает в качестве окислителей
азотную кислоту, растворы азотного тетроксида в азотной кислоте,
перекись водорода, тетранитрометан и хлорную кислоту.
Систематические исследования обширного класса окислителей
и горючих как компонентов ракетных топлив и выбор наиболее эффек-
тивных их комбинаций легли в основу курса лекций, прочитанных им
в Военно-воздушной академии им. Н. Е. Жуковского в 1933 и 1934 гг.,
изданных отдельной книгой в 1936 г. под названием «Жидкое топливо-
для реактивных двигателей».
В 1930 г. впервые предложена и разработана теплоизоляция каме-
ры сгорания на базе двуокиси циркония и других составов для порохо-
вых и жидкостных ракетных двигателей.
В 1931 г. В. П. Глушко экспериментально нашел экспоненциальный
профиль сопла ракетного двигателя, обеспечивающий меньшие потери
удельного импульса при наименьших длине и весе. В этом же году им
предложена карданная подвеска двигателя на ракете, ныне широка
применяемая.
В 1931 г. В. П. Глушко впервые было предложено химическое
зажигание в жидкостных ракетных двигателях с использованием само-
воспламеняющихся компонентов топлива (азотный тетроксид и толуол
с примесью тетраборана).
В 1933 г. разработана и внедрена система автоматического химиче-
ского зажигания в ЖРД с помощью пусковых компонентов. При этом
не требуются отдельные форсунки с системой подачи пусковых компо-
нентов химического зажигания, так как эти компоненты помещаются
в полости основных компонентов топлива перед форсунками и автома-
тически выдавливаются ими при запуске двигателя. С 1933 г. многие
двигатели В. П. Глушко имели химическое зажигание, для чего исполь-
зовались различные горючие.
В. П. Глушко — копструктор первых советских жидкостных ракет-
ных двигателей. В отчете по работам ГДЛ в 1930 г. указано, что завер-
шена «теоретическая и конструктивная разработка опытного реактивно-
го мотора на жидком топливе с выполнением детальных чертежей; сдан
заказ на изготовление частей мотора». Конструкция предусматривала
раздельную подачу азотной кислоты с толуолом и азотного тетроксида
с толуолом.
В 1931 г. впервые в СССР В. П. Глушко было проведено
46 стендовых огневых испытаний экспериментального жидкостного
ракетного двигателя на жидком заранее смешанном унитарном топливе,
состоящем из раствора углеводородов в азотном тетроксиде. Показано,
что двигатели этого класса склонны к взрыву, и сформулировано, каки-
ми путями можно решить проблему надежности работы ЖРД этого
класса. Выбор был сделан в пользу двухкомпонентных топлив.
Жидкостные ракетные двигатели именовались в ГДЛ опытными
ракетными моторами (ОРМ). В течение 1932 г. В. П. Глушко разрабо-
тал экспериментальные двигатели от ОРМ-4 до ОРМ-22 и провел
с ними 53 огневых стендовых испытания на различных топливах. Всего
в 1931—1932 гг. было проведено 100 огневых стендовых испыта-
ний ЖРД.
В 1933 г. разработаны экспериментальные двигатели от ОРМ-23
до ОРМ-52. При этом были созданы надежные двигатели тягой
до 300 кг, с высоким удельным импульсом (до 210 с) при давлении
в камере 20 атм, из которых ОРМ-50 и ОРМ-52 прошли официальные
испытания. В то время это были самые мощные жидкостные ракетные
двигатели. В этих двигателях применялись центробежные и струйные
форсунки, спиральное оребрение охлаждаемых компонентами топлива
7 *
частей камер сгорания и сопел, шашечное и химическое зажигание.
Любопытно, что разработанная В. П. Глушко в 1933 г. система плав-
ного запуска двигателя путем заплавления части расходных отверстий
в форсунках легкоплавким сплавом Вуда впоследствии нашла примене-
ние в Германии в двигателях ракеты Фау-2.
Двигатель ОРМ-50 предназначался для ракеты ГИРД-05, а
ОРМ-52 — для разрабатывавшихся в ГДЛ ракет РЛА-1, РЛА-2
и РЛА-3.
Заместитель председателя Реввоенсовета СССР М. Н. Тухачевский
присутствовал при испытании ЖРД и дал высокую оценку. Он писал
з 1932 г.: «Особо важные перспективы связываются с опытами ГДЛ
над жидкостным реактивным мотором, который в последнее время уда-
лось сконструировать в лаборатории». («Космонавтика», издательство
«Сов. энциклопедия», 1970 г., с. 93).
Выдающийся аэродинамик и ракетодинамик В. П. Ветчинкин
(ЦАГИ), присутствовавший в декабре 1932 г. при испытании в ГДЛ
двигателя ОРМ-9, представил заключение: «В ГДЛ была проделана
главная часть работы для осуществления ракеты — реактивный мотор
на жидком топливе... С этой стороны достижения ГДЛ (главным
образом инженера В. П. Глушко) следует признать блестящими».
«Космонавтика», издательство «Сов. энциклопедия», 1970 г., с. 93).
В 1930—33 гг. В. П. Глушко одновременно разрабатывал ЖРД
и экспериментальные жидкостные ракеты. Старт зенитных ракет
РЛА-1, РЛА-2, РЛА-3 предусматривался с пускового стола без направ-
ляющих, как ныне широко принято. В это Же время в изготовлении
находилась ракета РЛА-100 с расчетной высотой подъема 100 км,’ с кар-
данным подвесом двигателя и гиростабилизацией.
В начале 1930-х гг. В. П. Глушко предложены заправка ракеты
охлажденными компонентами топлива для увеличения дальности поле-
та, применение растворов фтора в кислороде, пентаборана в керосине,
моноокиси азота в азотном тетроксиде для снижения температуры
замерзания окислителя, повышение эффективности ракетного топлива
увеличением плотности путем введения тяжелой инертной примеси,
рассмотрено фторводородное топливо и мн. др.
Выше перечислены далеко не все достижения, приоритетные пред-
ложения и разработки В. П. Глушко в этот период, содержащиеся
в отчетах, патентах и авторских свидетельствах, приведенных в пред-
лагаемом сборнике.
В связи с организацией Реактивного научно-исследовательского
института (РНИИ) на базе ГДЛ и МосГИРД, с начала 1934 г.
В. П. Глушко с активом своего подразделения переезжает в Москву
и продолжает там свою работу, посвятив ее разработке жидкостных
ракетных двигателей. За период работы в РНИИ (1934—38 гг.) это
подразделение под руководством В. П. Глушко создает двигатели
от ОРМ-53 до ОРМ-102. Выдающимся событием является разработка
двигателя ОРМ-65, который по своим показателям был лучшим совет-
ским двигателем того времени. В 1936 г. он успешно прошел официаль-
ные стендовые испытания, затем наземные и летные испытания на лета-
тельных аппаратах конструкции С. П. Королева.
В эти же годы впервые разработан газогенератор для привода
двигателя, работавший на азотной кислоте и керосине с впрыском воды.
В 1937 г. этот газогенератор (ГГ-1) прошел официальные испытания.
Впоследствии такого рода газогенераторы стали неотъемлемой частью
жидкостного ракетного двигателя.
Разработанные В. П. Глушко двигатели обладали высокими харак-
теристиками. Начиная с 1933 г., их удельный импульс составлял 200—
8
215 с, а тяга— 150—300 кг. Большое внимание уделялось надежности
разрабатываемых конструкций. Вот примеры. Единственный изготовлен-
ный экземпляр ОРМ-50 с тягой 150 кг прошел в 1933 г. три доводочных
и ресурсное официальное сдаточное стендовые испытания, после чего
в 1934 г. совместно с ракетой 05 прошел пять стендовых испытаний
для отладки системы подачи топлива, наконец, при попытке пуска раке-
ты на полигоне, в связи с пониженным давлением подачи топлива
из баков, развил неполную тягу и выработал все топливо в пусковом
станке. За 10 пусков двигатель наработал 314 с, после чего остался
целым. Экземпляр разработанного в 1933 г. ОРМ-52 наработал в 1935 г.
533 с при 29 пусках на полной тяге (300—320 кг) и сохранил работоспо-
собность. ОРМ-65 № 1 с тягой 175 кг, разработанный в 1936 г.,
за 49 пусков на стенде, ракетоплане РП-318 и крылатой ракете 212 на-
работал 1842 с, а ОРМ-65 № 2 на этих же объектах проработал 16 пус-
ков, в том числе дважды в полете на крылатой ракете 212. Единствен-
ный изготовленный в 1936 г. экземпляр газогенератора ГГ-1 за время
доводочных и официальных сдаточных стендовых испытаний наработал
6360 с, после чего был сдан заказчику для эксплуатации.
В 1935 г. выходит в свет книга «Ракеты, их устройство и примене-
ние», главы которой, посвященные жидкостным ракетам и их двигате-
лям, написаны В. П. Глушко, а посвященные пороховым ракетам —
Г. Э. Лангемаком. В связи с этим в журнале «Техническая книга», № 1,
1936 г. На стр. 79 была опубликована рецензия проф. В. А. Семенова под
названием «Лучшая книга о ракетах», а Я- И. Перельман в своем труде
«Межпланетные путешествия» (10-е издание, 1935 г., стр. 261) назвал
ее превосходной книгой. Она была переведена и издана в Германии.
Ведя экспериментальные исследования и конструкторские разработ-
ки, В. П. Глушко все годы работал над созданием методики расчета
ракетных двигателей. Им были созданы инженерные методы расчета
двигателя и газогенератора, состава и температуры продуктов сгорания
различных топлив в жидкостных ракетных двигателях и газогенерато-
рах с учетом диссоциации в широком диапазоне изменения давления
и соотношения компонентов топлива.
Результаты изложены в ряде отчетов и опубликованы в книгах
и сборниках «Ракетная техника».
С 1939 г. В. П. Глушко продолжал работу со своим подразделением,
с 1941 г. выросшим в опытно-конструкторское бюро (ОКБ). Разрабо-
танный в 1940 г. проект вспомогательной ракетной установки был
реализован. Созданные для этого двигатели РД-1, РД-1ХЗ, РД-2, РД-3
развивали тягу у земли до 900 кг, а азотнокислотно-керосиновое топ-
ливо подавалось насосами. Двигатели были полностью автоматизиро-
ваны, тяга их управляема, а число повторных пусков в пределах
ресурса неограничено.
Стендовый образец РД-1 прошел в 1942 г. испытания длительно-
стью 1ч 10 мин. В 1943 г. были проведены официальные стендовые
и летные испытания, а с 1944 г. по решению Государственного Комите-
та Обороны (ГКО) две модификации этого двигателя находились
в серийном производстве. РД-1ХЗ также в двух модификациях был
в серийном производстве с 1945 г. РД-1 и РД-1ХЗ к 1945 г. прошли
около 400 пусков на самолетах конструкции Петлякова (Пе-2), Лавоч-
кина (ЛА-7Р и 120-Р), Яковлева (Як-3) и Сухого (Су-6, Су-7). РД-1ХЗ
и РД-2 прошли государственные испытания.
Богатый опыт, приобретенный ОКБ, послужил солидным фундамен-
том, на базе которого развивалась дальнейшая деятельность этой орга-
низации, специализировавшейся с 1945 г. на разработке мощных жид-
костных ракетных двигателей.
9
Коллектив, руководимый В. П. Глушко, прошел путь от подразде-
ления в ГДЛ (1929—1933 гг.), через подразделение в РНИИ (1934—
1938 гг.) к самостоятельной организации (с 1939 г.), вскоре выросшей
в ОКБ (с 1941 г.). На этом пути от ГДЛ до ОКБ В. П. Глушко была
создана школа ракетного двигателестроения, а сложившийся коллектив
этой дважды орденоносной организации, именуемой ГДЛ-ОКБ,в даль-
нейшем прославил Советский Союз.
Бессменный руководитель разработок жидкостных и электрических
двигателей и ракет в ГДЛ-ОКБ В. П. Глушко — главный конструктор
мощных ракетных двигателей, установленных на всех советских раке-
тах-носителях, летавших до настоящего времени в космос.
В 1974 г. исполнилось 45 лет творческой деятельности ГДЛ-ОКБ —
ведущей советской организации по разработке мощных жидкостных
ракетных двигателей.
На зданиях Главного Адмиралтейства и Петропавловской крепости
в Ленинграде, в которых в 30-х годах располагались руководимые
В. П. Глушко опытно-конструкторское бюро и испытательная станция,
ныне установлены мемориальные доски в мраморе и бронзе.
Публикация настоящего тома избранных трудов позволит более •
подробно ознакомиться с разработками по электрическим и жидкост-
ным ракетам и двигателям к ним, проводившимися в ГДЛ в 1929—1933
и в последующие годы в организации, выросшей из ГДЛ (до 1946 г.).
ГЕЛИОРАКЕТОПЛАН *
(1928—1929 гг.)
Рис. 1. Космический электрический корабль «Гедиоракетоплан» по проекту
В. П. Глушко (макет)
Проект межпланетного космического корабля «Гелиоракетоплан»
с электрическими ракетными двигателями (ЭРД) изложен в труде,
состоящем из 3-х глав. В 1-й главе описан проект в целом, во 2-й главе
приведены расчеты и описание силовой установки, использующей сол-
нечное излучение, для питания ЭРД, в качестве которой служил диск
из термоэлементов; в центре диска располагался сферический гермети-
ческий корабль, окруженный -поясом из ЭРД. В 3-й главе приведены
описание принципиальной схемы электрического ракетного двигателя,
расчеты его основных характеристик, выбор рабочего тела и сравнение
с ЖРД К. Э. Циолковского и Г. Оберта.
В Комитет по делам изобретений в Ленинграде 18 апреля 1929 г.
автором была сдана 3-я глава **.
* Архив ГДЛ-ОКБ, оп. №1, ед. хр. № 98, лл. 1—2. Макет космического корабля
«Гелиоракетоплан» с ЭРД, изготовлен по эскизам автора.
*♦ Архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр, № 1.1, лл. 21—26, 47.
МЕТАЛЛ КАК ВЗРЫВЧАТОЕ ВЕЩЕСТВО *
(1929 г.)
В рассматриваемом мною случае взрыв происходит вследствие быстрого
перехода вещества из твердого состояния в газообразное, т. е. вследст-
вие чисто физических причин, без изменения химической структуры
участвующего во взрыве вещества. Собственно, эти вещества, к кото-
рым может быть отнесен любой проводник электричества, не считаются
взрывчатыми и их лучше назвать взрываемыми веществами. Но я буду,
по аналогии в результатах взрывания, называть их также взрывча-
тыми.
В первой главе уже упоминалось, что в основу идей использования
металлов как взрывчатых веществ легли остроумные опыты Андерсо-
на **, который производил электрическое взрывание металлических
проволочек в воздухе как при нормальном давлении, так и при по-
ниженном
При взрыве в воздухе вследствие сопротивления газовой среды
продукты вспышки — металлические пары, не могут расширяться бес-
предельно. Благодаря кратковременности взрыва (10-*—10~® с), воздух
является броней, которую металлические пары не в состоянии пробить.
В результате они оказываются сжатыми под высоким давлением, при-
нимая вид цилиндра с полусферическими концами. Близлежащие слои
воздуха, получившие удар металлических паров, передают его соседним
слоям и, в результате энергия расширения металлических паров тратит-
ся на колебание окружающей массы газа. По измерениям Андерсона,
скорость расширения составляет 3300 м/с при взрывании в открытом
воздухе. Когда же проволочки помещались в вырезе деревянной колод-
ки, скорость достигала 4500 м/с (что легко вычислить, воспользовав-
шись опытными данными Андерсона).
Если заставить металл взрываться в камере более рациональной
формы с насадкой, т. е. специально для того предназначенной, то мы,
несомненно, добьемся еще большего значения для скоростей расшире-
ния металлического газа при том же количестве затрачиваемой энергии.
Более 10 лет назад Шустер и Гельмзалех*** фотографировали
спектр паров металла в искре на пластинке, перемещавшейся перпенди-
кулярно искре и щели коллиматора со скоростью 100 м/с. По величине
* 3-я глава труда В. П. Глушко, посвященного проекту межпланетного космичес-
кого корабля, использующего солнечную энергию для питания ЭРД, работающего
электровзрывами. Архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 1, ед. хр. № 3, 10 апреля 1929 г. Публи-
куется с сокращениями.
** Его работа «Спектр электрически взорванных проволочек» опубликована в
«Astrophysical Journal», 192Ю, № 1.
*** О. Д. Хвольсоя, «Курс физики», 1923, т. II, с. 318.
12
Рис. 1
Рис. 2
«скривления спектральных линий они заключили, что пары- металла
движутся вдоль искры со скоростью, изменяющейся в пределах 400—
1850 м/с. С увеличением атомного веса скорость металлических паров
уменьшалась.
Р. Годдард нашел, что для пустоты соответствующая скорость
«стечения на 20% больше, чем в воздухе. Очевидно, если мы взорвем
« воздушной среде в камере взрывания металл и попробуем определить
•скорость истечения, то последняя окажется сильно пониженной, ибо
энергия взрыва будет расходоваться не только на работу расширения
металлических паров, но и сжатие окружающего газа. Отсюда ясен
результат влияния давления и объема окружающего газа на скорость
истечения.
Для того чтобы дать правильную оценку вышеприведенным цифрам
(3300 м/с и 4500 м/с), необходимо уяснить себе, как внешне протекает
механизм взрыва. В течение первого полупериода разряда через взрыва-
емый металл проходит определенное количество энергии и, притом,
-большая ее часть. В опытах Андерсона-77-=—с. В течение столь
2 300000
’короткого промежутка времени металл превращается в пары, претерпе-
вая многотысячекратное увеличение объема. При взрыве в воздухе
окружающий проволочку газ оказывается сильно сжатым и, благодаря
этому, раскален, что препятствует дальнейшему расширению металли-
>-ческих паров. Это момент, когда упругости паров и прилегающего слоя
воздуха сравнялись. Ввиду однородности, проволочки взрыв на всем ее
.протяжении получается также однородным. В результате вместо нее
-мы получаем правильный цилиндр из раскаленных атомов металла,
^который фиксируется на фотопластинке. Из фотограммы разряда видно,
-что этот наиболее яркий цилиндр образуется и существует только
в течение первого полупериода. Скорость в 3300 м/с можно найти, если
.^исходить из расчета, что атомы металла в течение с пробегают
расстояние, равное радиусу газового цилиндра (11 мм); Это дает сред-
нюю скорость поступательного движения атомов металла для взрыва
в газовой среде, но, конечно, не под атмосферным давлением, ибо при-
..летающий к цилиндру воздух оказывается сжатым.
Эту же скорость приобретает и прилегавший к проволочке слой
к воздуха. В следующую - 1 - с, т. е. во второй полупериод разряда
300000
вслед за волной сгущения следует волна разрежения. Одновременно
2 выделяется еще некоторое небольшое остаточное количество энергии,
и металлические пары устремляются по радиусам цилиндра, образуя
. более слабоочерченный Второй, концентричный первому, цилиндр, раз-
. меры которого также могут быть определены из полученных АнДерсо-
хном фотографий. Благодаря инерционности воздуха оба цилиндра резко
-разграничены (рис. 1,- 2). В особенности резко цилиндры были обозна-
13
чены при взрыве в деревянной колодке, вследствие более сильного дав-
ления, развивавшегося при этом.
Определим давление, под которым оказывается сжатым первый
цилиндр или, что то же самое, прилегающий к нему слой воздуха.
Скорость распространения воздушной волны 3300 м/с. В течение
с воздух оказывается сжатым (1/4 волны), чему соответствует
300000
4
период колебаний с* Отсюда длина воздушной волны
1=ст=4,4 см.
Очевидно, на расстоянии л (1,1 см — радиус внутреннего цилин-
дра) имеем максимум давления (pi), на расстоянии г0 (2,2 см) —дав-
ление равно атмосферному (ро), и на расстоянии г2 (3,3 см) —мини-
мум давления (р2) и т. д.
Полагая процесс расширения одноатомного металлического Газа
адиабатическим, можем написать уравнение:
Л \»о/ Pi ’
где Л=—= 1,666;— объем внутреннего цилиндра; v0— объем
С?
цилиндра радиусом г0, соответствующего атмосферному давлению. Сфо-
тографированный внешний цилиндр не дает возможности определить
могущее заинтересовать нас значение и2 (соответствующее г2), ибо его
наружная граница недостаточно ясно обозначена. Фактически по мере
разрежения воздуха металлические пары расширяются, достигая край-
него положения (радиус г2). Однако, наступающее вновь сжатие оттес-
няет их обратно. Ясно, что на фотографии более четко могут получить-
ся только внутренние и средние части цилиндра, но не периферические,
где пары к тому же ввиду сильного разрежения, малосветящиеся.
При вычислении и v0 необходимо иметь в виду, что основания
цилиндров имеют полусферическую форму.
Из уравнения (1) получаем
Pl=p9(= 1033,3 (^о-У’67. (2>
Определив отношение ОоМ (оно равно 4,91), получаем pt= 14731 г/см2,
т. е. 14,26 атм. В дальнейшем эта цифра нам понадобится.
Теперь можно оценить количество энергии, тратящейся на сжатие
воздушного слоя. В опыте Андерсона оно оказывается равным прибли-
зительно 2,12 кал/мг, что составляет болей 9% от выделяющейся в тече-
ние полупериода, энергии.
Условия опыта были таковы: взрывалось 2 мг железа, причем
на 1 «^расходовалось 30 кал; учитывать здесь нужно только 28 кал,
так как 2 кал тратились на плавление и испарение, обратно же не ис-
пользовались. Кроме того, в течение первого полупериода выделялось
только около 84% энергии, т. е. 25,2 кал. В результате учитывать при-
ходится только 23,2 кал.
Наблюдавшаяся скорость расширения (3300 м/с) для случая взры-
ва в пустоте требует затраты 1,3 кал. Если сюда прибавить еще-
2,12 кал, терявшиеся непосредственно на работу сжатия воздушных
слоев, то получим количество энергии, которое при отсутствии атмосфе-
ры при подобном же взрывании шло бы целиком на ускорение расши-
ряющихся металлических паров. Соответствующая скорость будет рав-
на 5350 м/с, чему соответствует утилизация в 15% от выделяющейся
энергии. И это происходит при взрыве в открытом пространстве. Нечего
и говорить, что искусно подобранная камера взрывания с насадкой
подымет утилизацию до мыслимого максимума.
14
Мы уже видели, что взрывание в простом прорезе деревянной
колодки в воздухе (4500 м/с) дало для скорости истечения утилизацию
энергии в 10,4%. Кстати, напомню, что в обыкновенных ракетах, где
сгорание пороха происходит в цилиндрической камере, утилизация
не превышает 2% *.
Для решения вопроса о необходимом давлении в газах для получе-
ния непрерывного спектра, Андерсон воспользовался методом баллисти-
ческого маятника •*. Он высверлил в деревянной колодке отверстие диа-
метром 7 мм и разрезал его вдоль оси на две равные части весом
по 65 г. Одна половина прочно прикреплялась, другая же подвешива-
лась подобно маятнику, однако так, чтобы они образовывали как-бы
одно целое тело. Проволочка (никелевая) центрировалась вдоль оси
отверстия и затем взрывалась. Скорость отбрасываемой при этом поло-
вины деревянной колонки определялась и оказалась равной 135 см1с„
Внутрь канала во всю его длину было помещено 48 мм взрываемой про-
волочки весом 4,8 мг (диаметр 0,127 мм).
Воспользуемся этими данными. Из уравнения количества движения
получим, что находившиеся внутри отверстия металлические пары
и окружающий газ (объемом в 1,82 см3, весящий 0,0013>1,82'103=
=2,37 мг, отсюда общий вес 4,8+2,37=7,17 мг) имели скорость расши-
рения, равную 12245 м/с. Если произвести этот же опыт в пустоте,
то при той же скорости отброса (135 см/с) получим для 4,8 мг никеле-
вых паров скорость расширения, равную 18270 м/с.
Эти цифры меньше истинных еще потому, что я не учитывал утечку
металлических паров во время взрыва через открытые концы канала.
Если же зная размеры канала, приблизительно учесть это, то скорость
расширения в воздухе будет более 13 000 м/с, а в пустоте — весьма
недалекой от 20000 м/с ***. Это скорости того же порядка, которые мож-
но было бы ожидать от атомарного водорода, если бы мы научились
добывать его в достаточных количествах и пользоваться им.
Остановимся на рассмотрении основных параметров взрыва: темпе-
ратуры, газообразования и давления.
В случае обыкновенных взрывчатых веществ температура взрыва,
развивающаяся в результате химической реакции, не может превышать
температуру диссоциации реагирующих веществ. При использовании
же электрической энергии для взрыва металла температура паров
последнего зависит исключительно от нас. Чем больше энер-
гии будет пропущено через единицу массы металла, тем выше темпера-
тура, а, следовательно, упругость паров и совершаемая ими работа.
Чем выше температура взрыва, тем скорость истечения больше. Как из-
вестно, последняя пропорциональна У?, где Т — абсолютная температу-
ра. Поэтому мы не только не должны избегать высокой температуры,
но всемерно должны стремиться к ней.
Зная количество (Q ккал) затраченной электроэнергии, легко опре-
делить теоретическую температуру (ГС) взрыва в идеальных условиях
(пренебрегая потерями тепла на лучеиспускание, теплопроводность
и др.) по следующему уравнению:
1000 Q—(а+p2)—mct, (3)
где pi, р2 — соответственно скрытые теплоты плавления и испарения;
с — удельная теплоемкость;
m — вес.
♦ См. опыты Р. Годдарда, опубликованные в 1919 г.
** В своей работе Андерсон преследовал исключительно цель исследования спект-
ров металлов (железа) при высоких температурах.
*** Наибольшая скорость истечения, которую удалось получить при помощи обыч-
ных взрывчатых веществ, не превышает, по опытам Годдарда, 2500 м/с. Причем, Год-
дард пользовался тщательно подобранной камерой истечения, которой в описываемом
Фпыте не было.
15
л л 1000 О — (pi Ч- Рз) -
Откуда/=----- , иначе, для единицы массы:
t = (7 ~ (Pi ~Ь Л)ГА / ^4
где q — кал; А — атомный вес металла; С — его атомная теплоемкость.
В теории взрывчатых веществ при подобных расчетах пользуются
теплоемкостью при постоянном объеме Cv ввиду небольшой скорости
расширения газов и значительной быстроты разложения. Однако, при
электрическом взрывании лучше пользоваться теплоемкостью при пос-
тоянном давлении Ср. Для пустоты это будет ближе к истине, чем для
взрыва в газовой среде. Теплоемкость одноатомных газов и металличе-
ских паров не зависит от температуры и по кинетической теории для
одного грамм-атома СР=3, Ср=5. Итак, для железа получается в слу-
чае опыта Андерсона (<7=30000):
4-2000»S5.S4 „313000« КМ! вер!якй предел
5
Из уравнения (4) можно сделать вывод, что чем больше, атомный
вес металла, тем больше температура его взрыва, иначе — для получе-
ния той же температуры потребуется тем меньше энергии, чем больше
атомный вес металла.
Если примем температуру взрыва лития за единицу, то при том же
q различные металлы дадут свои значения для температуры (табл. 1).
Металлы делятся преимущественно на три группы. Металлы первой
группы (хром, марганец, никель, медь, цинк и др.) дают температуру
того же порядка, что и железо, второй группы (молибден, серебро,'кад-
мий и олово) — вдвое бдлыпую, а металлы третьей группы (вольфрам,
ртуть, свинец, висмут и др.) — в 3,5 раза бдлыпую температуру. Наибо-
лее низкую температуру дают щелочные и щелочноземельные металлы.
Таблица 1*
Металл Температура взрыва Металл Температура взрыва Металл Температура взрыва
Литий 1,00 Железо 8,05 Вольфрам 26,51
Бериллий 1,30 Кобальт 8,50 Осмий < 27,51
Натрий 3,31 Никель 8,45 Иридий 27,82
Магний 3,50 Медь 9,16 Платина 28,13
Алюминий 3,89 Цинк 9,42 Золото 28,31
Калий 5,65 Молибден 13,83 Ртуть 28,90
Кальций 5,75 Палладий 15.37J- Свинец 29,85
Ъинадий 7,35 Серебро 15,54] Висмут 30,12
Хром 7,49 Кадмий 16,20; Радий 32,56
Марганец 7,91 Олово 17,11' Уран 34,32
* В этой таблице температура, развивающаяся при взрыве лития, принята за единицу (пр»
даииой затрате электроэнергии).
Но одна температура взрыва еще не является показателем мощно-
сти взрывчатого вещества. Вторым, не менее важным показателем явля-
ется газообразование. Выгодно получать с единицы массы металла воз-
можно больше газообразных продуктов при той же температуре. Чем
легче атомы металла, тем больший объем они займут при прочих рав-
ных условиях. В этом отношении представляется более удобным
использовать металлы с наименьшим атомным весом. Температура
взрыва обратно пропорциональна газообразованию. Это дает возмож-
16
ность выбирать из металлов такой, который обладает требуемым соот-
ношением между этими характеристиками взрыва (температурой
и газообразованием), не меняя мощности взрыва.
Имея такую возможность выбирать, несомненно, следует остано-
виться на металлах меньшего атомного веса, ибо снижение температу-
ры взрыва удлиняет срок службы камеры взрывания, и в особенности
желательно, если с этим не связано уменьшение мощности взрывчатого
вещества.
Одним из крупнейших недостатков обычных взрывчатых веществ
является их малая плотность, не на много отличающаяся от плотности
воды, порождающая незначительную плотность энергии. Иное мы име-
ем в случае электрических взрывов. Взрываемый металл может обла-
дать любым удельным весом в промежутке 0,5—22,5, являясь, в сред-
нем, в 10 раз более тяжелым. Это преимущество позволяет уменьшить
вес конструкции ракетного аппарата (помещения для хранения металла
взрывания) в десятки раз, уменьшив в соответствующее число раз и его
размеры. Очевидно, из металлов малого атомного веса следует выби-
рать те, которые обладают наибольшей плотностью.
Это те соображения, которыми нужно руководствоваться при выбо-
ре наиболее рационального металла как взрывчатого вещества.
Нужно заметить, что каждый металл имеет свою минимальную
скорость истечения (считая использование затрачиваемой энергии пол-
ным). Для малых значений скоростей истечения обычные расчеты
неприменимы, ибо затрачиваемой энергии недостаточно даже для того,
чтобы расплавить проволочку. Минимум электроэнергии на единицу
массы для взрыва последней потребуется тогда, когда мы возьмем наи-
более легкоплавкий металл с возможно меньшими теплотами плавле-
ния и испарения. Определим необходимый минимум энергии, при кото-
рой железная проволочка весом в 1 г будет испаряться. Для железа
температура кипения 2450° С, pt=50, р<,=2000. Тогда получаем, что
необходимо выделить одновременно 2510 кал, чему соответствует ско-
рость Om«n=4580 м/с, если считать, что при расширении паров скрытые
Таблица 2
Группа Me галл Удельный вес Атомный вес Температу- ра кипения, °C Теплота плавления, ка^г Теплота испарения, кал/г vntn,
Хром 7,14 52,01 2220 32 — —
Марганец 7,06 54,Й 1900 36,7 —
Железо 7,86 55,84 2450 49,4 2000 4580
I Никель 8,8 58,68 3075 58,1 — —
Кобальт 8,83 58,97 2375 58,3 — —
Медь 8,93 63,57 2310 41,6 1100 3540
Цинк 7,1 65,37 930 26,6 475 2270
Молибден 10,2 96,0 3650 — 1750 —
II Кадмий 8,64 112,4 770 13,7 200 1560
Олово 7,30 118,4 2270 14,6 616 2680
Вольфрам 19,1 184,0 5100 — 1136 —
III Ртуть 13,6 200,6 357 2,79 68,7 830
Свинец 11,3 207,2 1540 6,2 175 2590
Висмут 9,8 209,0 1506 13,0 203 1520
17
теплоты выделяются и используются на поступательное их движение
и пары совершают работу, расширяясь до 0°С. В. противном случае
Pmin будет меньше. Это идеальное использование, конечно, непримени-
мо к условиям опыта Андерсона, где оно шло, по понятным причинам,
с потерями. Но скорости истечения такого порядка недостаточны
и вряд ли придется ими пользоваться.
Однако, выгодно брать металлы с возможно меньшей температурой
кипения. Тогда их пары будут летучи при более низких температурах
и дадут большую утилизацию (табл. 2).
Так, из II группы металлов кадмий имеет несомненное преимущест-
во перед молибденом и оловом. Наиболее же подходящими металлами
для получения высоких температур взрыва являются ртуть, висмут
и свинец. С точки же зрения максимального газообразования несом-
ненное предпочтение надо отдать I группе, и из нее цинку (закон
Авогадро).
Теплота испарения, благодаря большой своей величине, уменьшает
температуру взрыва, однако при выделении может быть использована
на расширение газов. В этом отношении она выгодна, но при условии,
что продукты взрыва расширяются (охлаждаются) до температуры
испарения.
Большое значение для температур кипения металлов имеют усло-
вия взрывания — происходит ли последнее в пустоте или в атмосфере.
Так, известна следующая зависимость температуры кипения от дав-
ления
( 100 мм 1980° ( 103 мм 1660°
Св { 257 мм 2180° Ag ( 263 мм 1780°
( 760 мм 2310° ( 760 мм 2000е
Очевидно, в условиях мирового пространства, в пустоте,- взрывание
'будет наиболее полезным, давая более летучие продукты.
Стоит отметить также легкоплавкие сплавы, дающие летучие про-
дукты при более низких температурах. По своему атомному (среднему)
весу они могут быть отнесены к III группе металлов.
Теоретически вычисленная температура взрыва, конечно, будет пре-
вышать экспериментально наблюдаемую. Результат будет меняться
в зависимости от того, происходит ли Взрывание в пустоте, в воздухе,
•от периода (Т) и от логарифмического декремента затухания разряда.
Температура вспышки в опыте Андерсона должна была бы быть близ-
кой к 313000°. Однако температура, найденная путем фотометрическо-
го сравнения яркости вспышки с яркостью Солнца, была порядка всего
20000° С. Андерсон считает, что не вся затрачиваемая энергия проходит
через проволочку, а только часть ее, способная развить температуру
20000° С, что составляет менее 6,4% от той энергии, которая должна
была бы выделиться в течение первого полупериода. Посмотрим, соот-
ветствует ли это действительности.
Помимо указанных, здесь возможны еще следующие три категории
потерь:
1) потери в конденсаторе (вследствие диэлектрического гистерези-
са и истечения с краев обкладок при высоких значениях напряжения);
2) потери в разрядной цепи (сопротивление, возбуждение токов
Фуко в соседних проводниках и пр.);
3) потери во взрываемой проволочке.
Потери в проволочке, помимо обычно неизбежных лучеиспускания
и теплопроводности, можно представить себе следующим образом. Раз-
ряд длится не мгновение, а физически измеримый промежуток времени.
Еще в начале первого разряда через проволочку может пройти количе-
ство энергии, достаточное, чтобы испарить ее и сообщить ей некоторый
импульс. В результате, в дальнейшем разряде участвует не металличе-
18
ская проволочка, а цилиндр из сильно накаленных металлических па-
ров, который за все время взрывания (разряда) увеличивается в ради-
усе. Сопротивление металла ввиду этого не может не измениться, что
варьирует декремент затухания. Уменьшение последнего не может счи-
таться желательным. Однако, наиболее вероятным является здесь уве-
личение декремента.
В результате, суммируя все вышесказанное, можно заметить, что
если желательно, чтобы наибольшая часть энергии, запасенной в кон-
денсаторе, выделилась в проволочке, необходимо тщательно исследо-
вать условия опыта и предупредить возможные потери. Это можно сде-
лать. Однако эти потери еще не объясняют противоречий, обнаружива-
ющихся при обработке опытных данных Андерсона. Из того, как были
обставлены эти опыты, можно заключить, что наибольшая часть энер-
гии, заключавшейся в конденсаторе, должна была выделиться в прово-
лочке. Это подтверждается сравнительно высокими скоростями истече-
ния, даже в самых несовершенных условиях использования давшими
утилизацию свыше 10%. В то же время другие измерения заставляют
оценить температуру взрыва в 20000° С и тем дают утилизацию пример-
но в 6%. Это противоречие заставило детально проанализировать весь
механизм взрыва и прийти к удовлетворительному, как мне представля-
ется, объяснению кажущегося несоответствия.
Замкнем разрядную цепь. Мгновенно возникшее вдоль взрываемой
проволочки мощное электрическое поле моментально превращает
ее в пар, на что тратится определенное количество энергии. Этот пар
способен расширяться, затрачивая некоторую энергию на преодоление
сопротивления внешней газовой среды, что он и делает. За все время
взрывания (первый полупериод) развивается очень высокая температу-
ра, давление также сильно возрастает, вследствие необычайно интен-
сивного столкновения атомов с электронами и атомов между собой.
По этой же причине происходит еще более интенсивный процесс воз-
буждения и ионизации атомов, что поглощает соответствующую
энергию.
Итак за время разряда, т. е. пока существует заметное внешнее
поле, из расходуемой энергии конденсатора только часть ее переходит
в тепловую энергию и еще меньшая часть лучеиспускается, в то время
как большая часть тратится на возбуждение и ионизацию толчком ато-
мов металлического газа. Причем не исключена возможность иониза-
ции высших порядков.
Происходящее, по мере разряда, поднятие температуры увеличива-
ет кинетическую энергию атомов,- которая также в значительной своей
части расходуется на работу внутренней деформации атома. Все это
препятствует развитию высокой температуры взрыва, однако это еще
не значит, что не вся энергия конденсатора проходит через проволочку,
как полагает Андерсон. В действительности же значительная часть
энергии внешнего поля перешла во внутреннюю (квантовую) энергию
атомов. Это положение соответствует концу первого полупериода,
по яркости которого Андерсон определил температуру вспышки. При
больших декрементах затухания, примерно того же порядка, что
и в опытах Андерсона, внешнее поле можно положить достаточно
малым и пренебречь им.
Предоставленный сам себе газ в результате столкновений атомов
выделит всю квантовую энергию в виде тепловой и лучистой энергии.
Конечно, это делается не сразу, а по мере охлаждения газа, но достаточ-
но быстро, чтобы совершить механическую работу. После первого полу-
периода наступает сильное расширение газа (волна разрежения),
вызывающее охлаждение, которое в некоторой степени компенсируется
рекомбинацией положительных ионов и электронов за счет ранее погло-
19
(ценной энергии. Несмотря на это, видимая яркость вспышки падает
ввиду разрежения материи, что, конечно, еще не обусловливает низкой
температуры.
Таким образом, нужно заключить, что затрачиваемая из конденса-
тора энергия не так просто преобразовывается в теплоту, как это следу-
ет из обыкновенных термодинамических соображений.
Определим необходимую минимальную работу ионизации всех ато-
мов 1 мг железа. Один атом железа весит 55,84-1,63-10-24 г, следова-
, 102* , , 1 в
тельно, 1 мг этого металла содержит , - - = 1,1-10х* атомов.
55 >84* 1 > оЗ* 10^
Кинетическая энергия электрона, соответствующая ионизационному
потенциалу атома железа (8,06 в), равна:
—1,592-10-19-8,06 дж= 1,592-Ю"»-8,06-0,24 кал.
2
Подсчитав, получаем, что трата энергии на ионизацию одного атома
приблизительно равна 3,1*10~19 кал, а на 1 мг — 3,4 кал. Энергия двух-
кратной ионизации составляет 10 кал, трехкратной — 23 кал и т. д.
Очевидно, в опыте Андерсона атомы были ионизированы не полно-
стью, хотя бы уже потому, что он тратил на 1 мг всего 30 кал. Это,
конечно, не исключает наличия ионизации высших степеней, но делает
их маловероятными.
Теперь мы убедились на цифрах, что работа ионизации далеко
не мала. Она способна поглотить энергию, во много раз превышающую
затрачиваемую. Однако, означает ли это, что энергия, пошедшая
на ионизацию или возбуждение, уходит из сферы ее использования
в механической работе расширяющихся газов? Безусловно нет. Возму-
щенные атомы возвращаются в свое нормальное состояние, если их пре-
доставить самим себе, путем рекомбинации и соударений, причем выде-
ляется ранее затраченная энергия. И чем меньше температура и давле-
ние, при которых находятся эти газы, тем быстрее этот переход.
Лучеиспусканием паров после первого полупериода мы можем пре-
небречь, ибо максимум излучения падает на первый раскаленный
цилиндр. Ввиду того, что последний дает непрерывный спектр, можно
заключить, что в лучеиспускании в окружающее цилиндр пространство
непосредственно участвует только внешний слой цилиндра, в то время
как излучение внутренних слоев поглощается в массе цилиндра. Для
значения температуры необходимого для вычисления лучеиспускания
можно воспользоваться цифрой Андерсона (20000°С), ибо она непосред-
ственно находилась по интенсивности лучеиспускания рассматриваемо-
го цилиндра. Приняв, что при таких значениях температуры лучеиспус-
кание последнего близко к лучеиспусканию абсолютно черного тела,
находим потерю в 2,29 кал на 1 мг, что составляет почти 10% расходу-
емой энергии.
Этот солидный процент энергии, терявшийся в рассматриваемом
•опыте, заставляет подумать, всегда ли энергия, идущая на лучеиспуска-
ние, теряется. Полагаю, что не всегда. Если взрывание производится
в камере с насадкой, то почти вся энергия излучения будет совершать
работу вырывания электронов из поверхностного слоя металла и сооб-
щать импульс фотоэлектронам (фотоэффект). Последние будут возме-
щать, правда частично, потерю.
Просуммировав ранее вычисленные различные потери, имевшие
место при взрыве у Андерсона, можно найти ту часть энергии, которая
целиком пошла бы на поднятие температуры в течение первого полупе-
риода разряда, если бы не происходило ионизации и возбуждения.
Сделаем это.
На механическую работу расширения газов тратилось 1,3 кал,
на преодоление междуатомных сил (скрытые теплоты испарения и плав-
20
ления) — 2,0 кал, на работу преодоления внешнего сопротивления —
примерно 2,12 кал, на лучеиспускание — 2,29 кал. В общей сумме это
составит 7,8 кал (включая практически несущественные потери благо-
даря теплопроводности). В течение же первого полупериода выделя-
лось 25,2 кал и из них 17,4 кал должны были бы развить к концу перво-
го полупериода температуру в 194000° [по уравнению (4)].
Зная размеры внутреннего цилиндра (/4=1,1 см) и давление (pi—
= 14,26 атм), под которым он находился, можно определить его темпе-
ратуру в конце первого полупериода, пользуясь уравнением Клапей-
рона:
j, P1V155,84*103
25,2
14731*24,37*55,84*103
2*84801
118 200°.
Это и есть наиболее вероятная температура взрыва. Она показывает,
что 39% энергии, которая должна была пойти на повышение температу-
ры, перешло в энергию возмущения атомов, т. е. 6,8 кал с каждого
миллиграмма металла.
Теперь нетрудно определить, какой процент энергии, выделившейся
в проволоке в течение первого полупериода разряда, пошел на полезный
нагрев.
Выделялось в течение этого полупериода 25,2 кал, что должно было
€ы развить температуру
Г=?^90 55,84 = 280 000°.
Однако, в действительности температура достигла только 118000°
плюс полезно использованная теплота на поступательное движение
продуктов взрыва (1,3 кал) и теплота, пошедшая на преодоление внеш-
него сопротивления (2,12 кал), которая при взрыве в пустоте не будет
теряться. Все это дает температуру.
г = (1.3 + 2,12)1000*55,84 _38 qqq.
Таким образом, за первый полупериод разряда используется:
(118000 + 38 000)100
280 000
=55,7%.
Кроме того, как выше было найдено, в течение первого полупери-
ода на энергию возмущения и ионизации атомов пошла значительная
часть энергии, которая в большей своей части должна выделиться
в последующие полупериоды разряда в виде тепловой энергии.
Во всяком случае, грубо считая, можно заключить на основании
опытных данных, что в рассматриваемом эксперименте в проволочке
выделялось не менее 60% затрачиваемой энергии, причем, не считая
энергии, пошедшей на покрытие неизбежных потерь (скрытые теплоты,
лучеиспускание и пр.).
При очень высоких температурах, благодаря ионизации атомов,
свободные электроны начинают играть некоторую роль в тепловом
режиме массы данного металла, увеличивая теплоемкость паров, что
должно бы понижать температуру взрыва. Однако, эта поправка вряд
ли существенна. Если даже принять полную однократную ионизацию
атомов металла, то масса свободных электронов для железа, например,
составит 0,01% общего веса. Участвуя самостоятельно в тепловом дви-
жении, они вряд ли ощутимо увеличат теплоемкость металла. К сожа-
лению, этот вопрос, насколько мне известно, еще не подвергался деталь-
ному исследованию.
Предельная частота (v<) линий спектральной серии железа опреде-
ляется из уравнения eVi=hvt, где — потенциал ионизации, и оказы-
21
вается равной 2-Ю15, т. е. Х>=1500А. Андерсон измерял 1 в сторону
коротких волн только до 2270А. Обилие линий в ультрафиолетовой час-
ти полученного им спектра подтверждает наличие большого числа силь-
но возбужденных и ионизированных атомов.
Во всех случаях желательно период и логарифмический декремент
затухания разряда взять наиболее приближающими процесс взрыва
к адиабатическому процессу. Андерсон брал подобные значения для
самоиндукции цепи, и результат не замедлил сказаться в весьма инте-
ресной форме. В своих опытах он констатирует отсутствие какого-либо
внешнего теплового эффекта. Так, при взрыве медной проволочки
(0,080 мм в диаметре) с двойной бумажной изоляцией в большинстве
случаев изоляция почти не изменялась. Туго обернутая вокруг прово-
лочки папиросная бумага разрывалась на мелкие кусочки, но также
не сгорала и даже не обугливалась.
Причина этого лежит, конечно, в быстром расширении газа,
в кратковременности взрыва (большое газообразование в течение мало-
го промежутка времени). В данном случае продолжительность взрыва
настолько мала, что не дает возможности произойти химической реак-
ции — горению, несмотря на высокую температуру и даже благодаря
последней, определяющей собою газообразование. Отсутствие термиче-
ского эффекта или, хотя бы ослабление его является большим преиму-
ществом, гарантируя нас от разрушения камер взрывания путем окис-
ления и выгорания, а также от потери через теплопроводность. Только
при кратковременных взрывах подавляющая часть выделившейся в про-
волочке энергии расходуется на механическую работу расширения
металлического газа. Этот факт обеспечивает высокую утилизацию
затрачиваемой энергии. Если для незначительных температур и сравни-
тельно значительной продолжительности взрывания Годдард получил
утилизацию в 65%, то в моей ракете на работу расширения газов, при
соответствующих условиях, может использоваться не менее 90% выде-
лившейся в металле энергии. Очевидно, задача рационального исполь-
зования электрической энергии, запасенной в конденсаторе, главным
образом сводится к тому, чтобы заставить возможно большую ее часть
выделиться во взрываемом металле. Дальнейшие потери можно сделать
достаточно малыми.
Следующее серьезное затруднение — наличие невыносимой тряски;
оно устраняется конструкцией аппарата и механизмом взрывания: взры-
вание металла производится небольшими порциями в непрерывной
последовательности в ряде камер, расположенных кольцом вокруг аппа-
рата (взрывание производится в сопряженных парах камер).
Взрывчатые вещества потому и используются как вещества, могу-
щие совершать колоссальную работу, что они в состоянии выделить,
в небольшой промежуток времени некоторое количество энергии.
Чем этот промежуток времени короче, при прочих равных условиях,,
тем более мощное взрывчатое вещество мы имеем. Важно не только^
количество энергии, выделяемое веществами, но и промежуток времени,
в течение которого выделяется эта энергия. Примером может служить
радий. Он выделяет 3,7* 10® ккал/кг, однако, как вещество, способное
производить работу в единицу времени, он должен расцениваться'
в 12300 раз слабее самого низкосортного дымного пороха. Мощность
взрыва единицы веса металла можно повысить двумя путями — умень-
шением продолжительности взрыва и увеличением количества выделяю-
щейся энергии на единицу веса.
Вообще говоря, варьируя декремент затухания, мы можем задавать
металлу любые скорости разложения. Какие же из них окажутся наибо-
лее рациональными для разных условий взрывания, лучше всего могут-
решить только опытные исследования.
22
Остановимся немного на продуктах взрыва металлов. Для количе-
ственного учета результатов газообразования можно пользоваться урав-
нением Клаузиуса:
(«о-а) 1/Н----?---]=/?Т.
L Т(у + с)2]
'Однако, ввиду высокой температуры можно пренебречь поправкой
на величину давления, т. е. воспользоваться одночленным уравнением:
(V — а)р=#Т,
где а — коволюм.
Без особой погрешности можно принять коволюм равным объему,
занимаемому металлом при нормальных условиях. Отсюда видно, что
для расширения газов в открытом пространстве, а также в камерах
взрывания при небольших плотностях заряжения, поправка на объем
также не существенна.
Помимо высокой температуры, точности будет способствовать тот
факт, что продукты взрыва — одноатомные металлические пары —
представляют однородную систему. Правда, необходимо знать истинную
температуру взрыва.
Увеличение объема при электровзрыве определится отношением
где »о — объем газового цилиндра, расширившегося до атмосфер-
ного давления, Vt — объем проволочки до взрыва. В опыте Андерсона
это отношение равно 474 350, — увеличение объема почти в полмиллио-
на раз. Никакое химическое взрывчатое вещество не сможет дать
что-либо похожее. Если бы Андерсон взорвал литий, то увеличение
объема составило 3818500, для магния—1103 000, а для висмута —
только 128200.
Если газообразование висмута положить равным единице, то газо-
образование остальных металлов примет значения, приведенные
в табл. 3 (при условии одинаковой температуры взрыва).
Таблица 3
Металл Газообразова- ние Металл Газообразова- ние Металл Газообразова- ние
Литий 30,12 Марганец 3,80 Молибден 2,18
Бериллий 23,17 Железо 3,74 Кадмий 1,86
Магний 8,60 Кобальт 3,54 Олово 1,76
Алюминий 7,75 Никель 3,56 Вольфрам 1,14
Ванадий 4,10 Медь 3,29 Свинец 1,01
Хром 4,02 Цинк 3,19 Висмут 1,00
Состав продуктов электрического взрыва в меньшей мере зависит
от давления, развивающегося при разряде, чем при обычных взрывча-
тых веществах. Для последних замечено, что изменение плотности заря-
жания влечет за собой изменение объема газов (приведенных к обыч-
ной температуре) и теплоты разложения. Только при больших
плотностях заряжания температура в моей камере взрывания, согласно
кинетической теории газов, должна несколько возрасти, что не может
считаться нежелательным, если иметь в виду достаточно быстрое рас-
ширение газов.
Давление, развивающееся при взрыве, легко рассчитать. Оно зави-
сит, прежде всего, от плотности заряжания (Д), т. е. отношения (т/о),
где т — вес взрываемого металла в граммах, и — объем камеры взры-
вания в см3, а также от начального давления и объема газа, окружаю-
23
щего металл, если взрывание происходит в воздухе. Обычно макси-
мальное давление (р) вычисляется по формуле:
ЯГА
Р~ \ — а&'
где а — коволюм.
Чем А ближе по величине к удельному весу металла, тем большее
развивается давление. Но так как удельный вес металла очень велик
по сравнению с таковым для химических взрывчатых веществ, то и дав-
ления, развиваемые при электрических взрывах, могут быть очень боль-
шими при меньших объемных плотностях заряжания (так как больше
плотность энергии).
Как показывает опыт, при взрыве 2 мг железа под атмосферным
давлением образовывалось 120,7 см3 металлического газа. Если произ-
вести взрыв в пустоте в камере с объемом в 120,7 см3, то получим дав-
ление в 1 атм (в воздухе 10—15 атм). Пользуясь камерой емкостью
в 1 см3, получим давление более 120 атм (опять-таки для пустоты,
в воздухе значительно больше). Проволочка из того же вещества весом
в 50 мг, взорванная с тем же расходом энергии на единицу веса метал-
ла, в камере объемом в 1 см3 (займет 1/157 долю объема камеры) даст
давление свыше 3000 атм.
Остановимся на вопросе о наиболее рациональном давлении в каме-
ре взрывания. К. Э. Циолковский в своей книге «Исследование миро-
вых пространств реактивными приборами> издания 1926 г., являющейся
весьма ценной обработкой и расширением его предыдущих работ,
довольно подробно останавливается на этом вопросе, но не дает на него
исчерпывающего ответа.
С достаточной степенью точности можно принять, что работа рас-
ширяющихся газов у нас совершается по адиабатическому процессу.
Работа в этом случае выразится известными термодинамическими
уравнениями:
При помощи уравнения (I) составим зависимость утилизации энер-
гии, заключающейся в сжатом газе, от объема всей реактивной трубы
(относительно камеры взрывания). Результат будет в сильной степени
зависеть от к, т. е. от рода употребляемого газа. Для металлического
газа, являющегося одноатомным, теория и практика дают наибольшее
значение 6=СР/СО=1,67 и независящее от температуры. Иначе обсто-
ит дело с газами многоатомными. Для последних k принимает весьма
малые значения и с увеличением температуры сильно уменьшается,
стремясь к единице. Так, по обширным исследованиям Бертло и Вьеля,
при 3750° (температура взрыва гремучего газа) для водяного пара
6=1,10. Для средней же температуры взрыва в интервале 3750°—500°
6=1,15. Для взрыва алкоголя с кислородом, считая верхний предел
температуры в 1750° С, для среднего 6 получим примерно то же зна-
чение.
Результаты вычислений представлены для обоих случаев в табл. 4.
Из нее видим, как велика разница в использовании различных взрывча-
тых веществ. Так, для металлических паров достаточно взять камеру
истечения с объемом, в четыре раза превышающим объем камеры взры-
вания, чтобы получить утилизацию в 66%. В то время, как для кисло-
родно-водородных ракет Циолковского и кислородно-спиртовых ракет-
24
Оберта для получения утилизации в 65% необходима насадка с объе-
мом в 1000 раз большим, чем объем камеры взрывания.
Таблица 4
Расширение газов £-1,67 15
падение давления утилизация, % падение давления утилизация,
1 1,00 0,00 1,00 0,00
1,5 1,96 23,66 1,66 5,92 *
2 3,24 37,50 2,39 9,91
3 6,31 52,15 3,97 15,25
5 14,81 65,98 7,33 21,26
10 27,37 78,63 17,54 29,08
20 156,5 86,75 42,86 36,30
50 701,8 92,73 128,8 44,44
100 2265 95,45 382,8 49,37
500 33200 98,44 2366 60,63
1000 105200 99,02 5650 64,54
оо оо 100 оо 100
Нужно отметить, что при утилизации в 95,5%, для случая взрыва
железной проволочки с расходом 30 кал/мг, вылетающие из ракеты
газы имеют температуру около 5400°. Очевидно, в этом случае гово-
рить об утилизации скрытой теплоты испарения довольно трудно. Теп-
лоты плавления за малостью можно вообще не принимать во внимание.
При достаточно длинных камерах истечения можно придать вытекаю-
щим газам настолько низкую температуру, что теплота испарения будет
использоваться, но это вызовет нежелательное увеличение веса ракеты.
Однако, если даже окажется неудобным использовать скрытые
теплоты, то можно ими пренебречь. Причем, потеря будет тем меньше,
чем больше энергии расходуется на единицу веса металла, т. е. чем
больше скорость истечения. Если взять железо — металл, обладающий
наибольшей теплотой испарения, — то и тогда потери могут быть незна-
чительны. Для железа составляем табл. 5. Ввиду того, что придет-
ся пользоваться только большими скоростями истечения, эти потери
будут несущественными. Так, уже при скорости истечения в 41000 м/с,
потеря меньше 1%.
Таблица 5
Энергия, ккал/г Скорость истече- ния*, м/с Потери, % Энергия, ккал/г Скорость истече- ния*, м/с Потери, %
10 9150 20,0 200 40900 1,0
30 15850 6,7 400 57830 0,5
50 18520 4,0 800 81800 0,25
80 25895 2,5 1000 91500 0,20
100 28914 2,0
Без поправки на потери.
При взрывах в пустоте, при той же утилизации в 95,5%, можно раз-
вивать в камере давление не в 2265 атм, а любое, хотя бы в 500 атм.
25
Тогда вылетающие из насадки газы будут обладать давлением в-
500 п оо
——=0,22 атм.
2265
Применение давления в камере взрывания порядка немногих сотен-
атмосфер имеет свои преимущества. Благодаря ему камера не требует
значительной толщины стенки, что уменьшает ее вес. Кроме того, облег-
чается работа подачи взрываемых проволочек в промежутках между
взрывами. Благодаря периодическим взрываниям в камерах, располо-
женных кольцом, эта работа может быть минимальна, если подачу
совершать в промежутки, когда давление в камере не более 1 атм.
По формуле Ламэ
p=KS
П-П.
«i + г?
можно рассчитать необходимую толщину стенок камеры взрывания,
а толщину стенок от камеры взрывания к концу камеры истечения
взять убывающей по закону падения давления. Тогда определится, и вес
всей системы.
Воспользовавшись уравнением Пуассона, вычислим падение давле-
ния в % вдоль камеры истечения по мере увеличения объема, занимае-
мого расширяющимися газами, для двух случаев. Для электрических
взрывов (k= 1,67) и кислородно-водородно-алкогольных взрываний
(6=1,15). Результаты приведены в табл. 6.
Таблица 6
Расширение газов Падение давления, %* Расширение газов Падение давления,
Л-1,67 Л—1,15 Л-1,67 Л—1,15
1 100 100 20 0,67 3,19
2 31,55 45,45 30 0,34 2,00
3 15,79 28,09 50 0,15 1,11
5 6,92 15,71 100 0,046 0,50
10 2,14 7,08 500 0,003 0,079
* Давление в камере взрывания принято равным 100%.
Из таблицы видно, что давление вдоль камеры истечения при элект-
рических взрывах убывает значительно быстрее, чем при химических
взрывах. Этот факт позволяет придавать стенкам камер истечения
толщину, быстрее убывающую с длиной, что в значительной мере облег- •
чает конструкцию в смысле веса.
Форма камеры истечения может быть определена только из опыта.
Угол расхождения (а) стенок (полагая камеру конической), связанный
с размерами всей насадки формулой
а=0,5 arctg ,
где Di и Di — соответственно диаметры узкого и широкого отверстия
насадки, L — расстояние между ними, с увеличением скорости истече-
ния должен убывать. Можно положить, что при скорости истечения
в 50000 м/с и больше форма камеры истечения должна быть строго
цилиндрической. При подобных скоростях истечения даже при малом
угле расхождения (а) насадки будет происходить отрыв струи от сте-
нок. Однако благодаря одноатомной структуре продуктов электриче-
ского взрыва, достаточно сравнительно небольшого их расширения, что-
26
бы получить значительную утилизацию, не прибегая к обременительно
длинным насадкам, которые неизбежны для ракет на жидком топливе
даже при значительно меньших скоростях истечения.
Особое значение для ракеты имеет состояние внутренней поверхно-
сти камеры истечения. От степени ее гладкости зависит как скорость
истечения, так и степень износа камеры.
Как мы убедились, при электрических взрывах внешний тепловой
эффект может быть практически неощутимым. Плотно обернутая вок-
руг взрываемой проволочки папиросная бумага не только не загора-
лась, но даже не обугливалась. Причина этого в кратковременности
каждого взрыва, в колоссальном увеличении объема в течение коротко-
го промежутка времени, т. е. в большой скорости расширения. И покуда
эта скорость будет возрастать, внешний тепловой эффект будет все
меньше и меньше сказываться. Это одно из многих преимуществ пред-
лагаемой ракеты, позволяющее обойтись без системы охлаждения. Это
особенно важно хотя бы потому, что удовлетворительная система
охлаждения, ввиду трудностей, никем еще не найдена.
Еще одно преимущество электро-реактивной ракетной установки
заключается в следующем. Благодаря кратковременности электровзры-
ва мы полагали этот процесс адиабатическим, как наиболее близкий
к истинному. Для этого случая падение температуры с расширением
газов подчинено закону:
Л=Л М‘“‘.
\ v2 /
По этой формуле вычислены данные, приведенные в табл. 7.
Таблица 7
Расширение газов Падение температуры, %* Расширение газов Падение температуры, %•
Л-1,67 Л-1,15 Л-1,67 Л—1,15
1 100 100 20 13,5 63,8
2 62,8 90,1 30 10,2 60,0
3 47,9 84,8 50 7,3 55,6
5 34,0 78,5 100 4,6 50,1
10 21,4 70,8 500 1,5 39,4
* Температура в камере взрывания принята равной 100%.
Эти данные говорят сами за себя.
Итак, надо полагать, в камере взрывания, несмотря на колоссаль-
ную температуру взрыва, тепловые потери могут быть сделаны незна-
чительными. В насадке же, вследствие расширения температура сильно
падает. Кроме того, продукты взрыва весьма скоро покидают камеры.
Вполне вероятно, что при весьма частом взрывании внутренняя поверх-
ность камеры взрывания нагреется.
Но, благодаря теплопроводности стенок камеры в длину и толщину
и лучеиспусканию в пространство камера автоматически будет поддер-
живаться при одной и той же невысокой температуре, не отражающейся
сколько-нибудь заметным образом на механических качествах мате-
риала, из которого она сделана.
При применении химических взрывчатых веществ одной из причин
выгорания стенок камер является окклюзия ими газообразных продук-
тов взрыва, что вызывает постепенное изменение поверхностного слоя
27
металла. В случае электрических взрывов продуктами их являются
весьма летучие пары металлов, некоторая часть которых, конечно, будет
оседать на стенки камеры. Однако, этот весьма прочный равномерный
налет из металла будет только со временем увеличивать толщину
стенок и способствовать их упрочнению.
Высоких давлений в камерах жидкостных ракет следует избегать,
если они способствуют вырыванию частиц металла с сильно раскален-
ной поверхности стенки струей горячих газов. Подобное ограничение
по понятным причинам налагается и на предлагаемую ракету.
Приведенных в настоящей главе данных достаточно для предвари-
тельного расчета элементов рациональных камер взрывания и истече-
ния. Однако точный расчет возможен только после некоторых экспери-
ментальных исследований. Когда последние будут доведены мною
до конца, я, надеюсь, смогу дать исчерпывающий ответ на могущие
возникнуть вопросы. Пока же считаю возможным ограничиться приве-
денным материалом.
Интересно определить характеристику металла как взрывчатого
вещества. Наиболее существенные требования, которые предъявляются
к взрывчатым веществам, следующие:
1) возможно большая теплопроизводительность;
2) возможно большее газообразование;
3) возможно больший удельный вес;
4) легкость и безопасность фабрикации ’;
5) удобство в обращении и при транспортировке ’;
Таблица 8
Взрывчатое вещество Теплопроиз- водитель- ность, ккал/кг Скорость истечения (теорети- ческая), м/с Температу- ра взрыва*, °C Объем га- зообразных продук- тов**, л/кг Работа, 10е кгм/кг Удельный вес, кг/л
Черный порох 643 2 320 2 650 3020 (278) 0,275 1,70-1.85
Тринитротолуол 677 2 380 2 428 9220 (929) 0,289 1,5-1,61
Нитроглицерин 1 491 3 532 * 3 187 9030 (713) 0,637 1.60
Аммонал 1 616 3 678 3 330 9030 (683) 0,690 1,82
Оксиликвиты 2000-2500 4091-4575 3650-4600 10660 (560-770) 1,067 1,5
Гремучий газ 3 736 5 600 3 750 19100 (1295) 1,595 0,42 жидкость
Металл (железо) 5 000 6 470 33 500 10 000 2,135 7,86
Металл (железо) 10 000 9 150 89 000 20 000 4,270 7.86
Металл (железо) 25 000 14 470 257 000 50 000 10,675 7.86
Металл (железо) 50 000 20 460 537 000 100 000 21,350 7.86
Металл (железо) 75 000 25 060 817 000 150 000 32,025 7,86
Металл (железо) 100 000 28 930 1 096 000 200 000 42,700 7,86
Металл (железо) 150 000 34 440 1 656 000 300 000 64,050 7,86
Металл (железо) 200 000 40 920 2 216 000 400 000 85,400 7,86
Металл (железо) 500 000 64 700 5 584 000 1 000 000 213,500 7,86
• Не принимать во внимание понижение температуры взрыва (для металлов) вследствие
ионизации.
•• Приведенные цифры для металла дают порядок величин. Газообразование обыкновенных
взрывчатых веществ для сравнения с таковым для металлов приведено к температуре взрыва
и нормальному давлеиию. В скобках приведены значения для (гС и 760 мм рт. ст.
1 Взрывчатое вещество должно обладать возможно меньшей чувствительностыо
к механическим и некоторым физическим влияниям, как-то: удар, трение, температур-
ные колебания и прочее.
28
6) возможно малая стоимость;
7) неизменяемость состава и свойств при продолжительном хране-
нии на месте и при транспортировке;
8) способность взрываться без отказа при определенном способе,
возбуждения взрыва;
9) однообразие в характере взрыва и связанном с ним механиче-
ском действии;
10) отсутствие разъедающих химических свойств (важно для каме-
ры хранения).
Насколько предлагаемые мною материалы отвечают этим требова-
ниям, представляю судить ознакамливающимся с данным иссле-
дованием.
В табл. 8 помещены данные, дающие металлам как взрывчатым
веществам определенную характеристику. Вычисления произведены для
случая взрывания железа.
МЕТОД ИССЛЕДОВАНИЯ РЕАКТИВНОГО
ДЕЙСТВИЯ*
(1929 г.)
Метод основан на сжатии столбика жидкости при помощи поршня,
скрепленного в одно целое с телом реактивной камеры. При этом пор-
шень относительно дна цилиндра меняет свое расстояние в строгой
зависимости от давления и коэффициента сжатия жидкости. Поршень,
с одной стороны, и дно цилиндра с другой — заключают в себе обклад-
ки плоского конденсатора. В зависимости от давления (перемещения
поршня) емкость этого конденсатора меняется. Измеряя изменения
емкости во времени и представив ее в виде диаграммы, мы тем самым
получаем непосредственно кривую давления. Представляется рацио-
нальным непосредственно проградуировать этот прибор на давления
в кг/см*.
В качестве сжимаемой жидкости предполагается пользоваться гли-
церином, обладающим, приблизительно, наименьшим коэффициентом
сжатия из всех известных жидкостей, за исключением ртути. Минималь-
ное сжатие желательно для получения наименьшего продвижения реак-
тивной камеры. Для случая глицерина коэффициент сжатия равен
22,13-10-в.
Для получения в камере столбика глицерина нужной высоты глице-
рин осторожно, чтобы избежать образования пузырьков воздуха, нали-
вается туда с избытком, который вытекает под давлением тяжести
реактивной камеры через проделанные в камере в четырех диаметраль-
но противоположных местах каналы. Обкладки конденсатора представ-
ляют собой тонкие металлические пластинки, вделанные в поршень
и дно, как показано на прилагаемом чертеже. От них идут отводящие
провода. На верхнюю часть поршня непосредственно действует прочно
скрепленная с ним реактивная камера.
Изменение емкости регистрируется путем автоматической регистра-
ции расстройки контура, в который включена эта емкость (см. прила-
гаемую схему). Анодный ток, меняющийся в зависимости от изменения
емкости, усиливается и поступает через реостат в соленоид, где создает
переменное магнитное поле, регистрируемое пучком катодных лучей
в осциллографе на фотопленке шириной в 13 см.
Реостат служит для получения кривой давления на всю ширину
пленки в тех случаях, когда давление выражается величинами порядка:
50, 100, 200, 300, 400, 500, 750, 1000, 1500, 2000, 2500, 3000, 4000, 5000,
7500, 10000 атм. Для этого реостат содержит 16 контактов, из которых
каждый соответствует указанному выше давлению.
• Отчет ГДЛ, 2 августа 1929 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 4. Приведен
с сокращениями.
30
Таблица
Давление макс. Чувствитель- ность, атм Давление макс. Чувствитель- ность, атм
50 0,08 1500 2,4
100 0,16 2000 3,2
200 0,32 2500 4,0
300 0,48 3000 4,8
400 0,64 4 000 6,4
<500 0,80 5 000 8,0
750 1,2 7500 12,0
1000 1,6 10 000 16,0
Расчетная 0,16%*. относительная : погрешносп > регистрации
* Описанный прибор был построен в 1930 г. (Приме-
чание автора).
Рис. 1
Рис. 2
Необходимые сопротивления реостата легко найдутся при градуи-
ровке установки. Вольтметры gi и gz служат для проверки напряжения
питающих батарей; необходимо, чтобы их напряжения были постоянны-
ми и равными тем, при которых градуировалась установка.
Полагая, что ширина фотопленки 130 мм, а оставшаяся открытой,
могущая быть использованной ее часть составляет 125 мм, и принимая
минимальное регистрирующее смещение на фотопленке, равным 0,2 мм,
получаем значения чувствительности для каждого из этих 16-ти случа-
ев, указанные в таблице.
ЖИДКОСТНЫЙ КАРБЮРАТОР *
(1929 г.)
Принцип предлагаемого мною жидкостного карбюратора ** зиждется
на следующем.
В цилиндре небольшой емкости А помещается под регистрируемое
индикатором Р давление некоторое количество очищенной ртути Hg
(рис. 1). Ртуть заполняет собой всю трубку С, сообщающуюся одним
концом с цилиндром А. На другой конец этой трубки навинчивается
сопло с весьма узким отверстием О вдоль оси. Если мы при помощи,
предположим, агрегата компрессора с электромоторчиком окажем
давление на ртуть в цилиндре А, то она вынуждена будет истекать из
капиллярного отверстия в сопле О в виде тонкой струйки (проволочки).
Диаметр этой проволочки будет почти в точности равен диаметру капил-
ляра (чуть меньше, вследствие приставания периферических слоев
ртути к внутренним стенкам капилляра, где скорость движения ртути
равна нулю). Имея набор сопел (сменных) с капиллярными отверстия-
ми разного диаметра, можно получать карбюрацию ртути в виде прово-
лочек разного сечения. На определенном расстоянии от отверстия
капилляра, как и у проволочного карбюратора, помещается противопо-
ложный электрод в виде стержня Д. Поддерживая давление в цилиндре
А постоянным (по* индикатору), мы получим равномернбе истечение
ртути в виде струи постоянного сечения. Для этого еще необходимо
подобрать соответствующее капиллярное отверстие, которое для умень-
шения сопротивления движению ртути и, следовательно, требующегося
давления, должно быть покороче, однако т'акой длины, чтобы движение
ртути могло стать потенциальным (параллельно стенкам канала). Для
* Отчет ГДЛ, 10 ноября 1929 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 5. Публи-
куется с сокращениями.
** Термин «карбюратор» был использован в 1929—30 гг. как наименование уст-
ройства для подачи рабочего тела, аналогично употребляемому в двигателях внутрен-
него сгорания (примечание автора).
32
получения этого ламинарного движения требуется соблюдение следую-
щих условий: та сторона капиллярного отверстия, с которой в него вхо-
дит ртуть, должна быть хорошо закруглена и плавно переходить в диа-
метр широкой трубки С. Для окончательного образования ламинарного
движения по законам гидродинамики необходимо, чтобы ртуть протек-
ла еще расстояние L=0,029Red, где Re — число Рейнольдса, d —
диаметр капилляра.
В гладких прямых цилиндрических каналах течение всегда лами-
нарное, если Re<2320 (критическое Рейнольдсово число).
Очевидно, что вполне достаточно придать L значение, равное
0,029-2320-2-10-3 см^0,135 см, если взять rf=0,02 мм. Это составит
приблизительно 70-ую кратность для отношения длины канала
к диаметру.
Изменение скорости истечения достигается изменением давления
в цилиндре А. Понизив давление, мы тем самым выключим карбюратор.
Как и в проволочном карбюраторе, подача металла происходит
непрерывно. Определим, не будет ли происходить заметного повышения
расходования подачи ртути во время взрыва, что может повлечь
за собой падение расхода электроэнергии на единицу массы.
Пусть на каждый взрыв расходуется 0,5 см ртутной проволочки,
число взрывов в секунду— 100; тогда скорость движения ртутной струи
составит 50 см/с. Первый полупериод электроразряда, в излучении
только и играющий роль, будет длиться пи в коем случае не более
10^5 с. За этот промежуток времени вытечет ртутная проволока дли-
ной 50-10-5 см, что составляет 10-3 часть взрываемой проволоки. Даже
при частоте карбюрации, равной 1000 в 1 секунду, за время первого
полупериода выделится не более 1 % от взрываемой массы.
Таким образом, непрерывная подача ртути дает хорошую карбюра-
цию и обеспечивает большую надежность в действии даже при колос-
сальных скоростях подачи.
Движение жидкости в капиллярной трубке описывается формулой
Пуазейля (Приведенная к данным условиям форма; коэффициент внеш-
него трения равен оо и, следовательно, коэффициент скольжения ра-
вен 0):
Н - - я т
128т) L ’
тде Q — объем жидкости, вытекающей за время Т из капиллярной труб-
ки; т) — коэффициент трения; р — давление; L — длина капилляра; d—
диаметр капилляра.
Объем ртути, расходуемой при одном взрыве, составит л — , где
4
I — длина струйки (между выходным отверстием капилляра и противо-
положным полюсным стержнем). При частоте взрывания, равной п
в 1 с, получим объем гал-^-; подставив формулу Пуазейля и решив
относительно р, получим
128ллаР/£т|_g2 WIL
Для ртути т) при 20° С составляет 0,015, следовательно,
/>=0,48л —.
Эта формула является основной для расчета жидкостного карбю-
ратора.
2 1208 33
. d2 In .
в 1 с л —— смэ.
4
и п, получаем
в 9,42’10-3 см3,
3,5 часа непре-
Произведем примерный расчет требующегося давления. Пусть п—
= 100; 1=0,5 см; d=0,002 см; £=0,3 см*, тогда р=1,80-105 дин=
=0,183 кг/см2.
Подобное давление реализовать легко.
Определим в качестве примера общую емкость цилиндра А и под-
водящей трубки С.
При каждом взрыве тратится л — I см3 ртути, или
Пользуясь теми же примерными данными для I, d
1,57-10~4 см3, в одну минуту это дает расход ртути
а в один час — 5,65’ 10-1 см3.
Очевидно, 2 см3 ртути будет хватать более чем на
рывной работы карбюратора.
С целью предотвращения надобности часто пополнять цилиндр
ртутью, достаточно взять общую емкость в 20 см3, что обеспечит непре-
рывную работу карбюратора в течение 35,6 ч, либо емкость в 50 см3
с расчетом па 89 ч.
• Для создания и поддержания требуемого давления вместо компрес-
сора с электромотором можно употреблять баллон со сжатым возду-
хом. Одпако еще проще поддерживать постоянное давление по предло-
жению инж. В. И. Серова. С этой целью он предлагает помещать на пор-
шень цилиндра А соответствующий груз. Однако технически проще осу-
ществить крепление хорошо припасованного поршня при помощи
нажимного винта к цилиндру сверху. В этом случае как необходимое
давление, так и точная регулировка скорости карбюратора могут осуще-
ствляться при помощи этого же нажимного винта с пружиной без
надобности в грузах.
Интересно проверить, не будет ли происходить значительного изги-
ба ртутной струи вследствие действия силы тяготения при горизонталь-
ном положении карбюратора. Этот вопрос следует осветить для целей
конструирования. Величина провисания ртутной струи вследствие силы
тяготения зависит от двух причин: от скорости ее истечения V и от дли-
ны ее пути I, т. е. от расстояния между полюсами. Взяв частоту п=20,
получаем за время полета ртутной частицы, равное 1/20 сек, провисание
S от силы тяготения:
$=^=1,23 см.
2
Однако, уже при п=50 получаем S=2 мм, при /г=100—
<5 — 0,5 мм.
Огромная выгодность применения больших частот взрывания, поз-
воляющих употреблять конденсаторы небольших емкостей, обеспечива-
ет неощутимое провисанисЯ^тутной струи. Этому в значительной мере
будут способствовать характерные особенности беспроволочного жид-
костного карбюратора, позволяющие доводить значение частоты взры-
вания до тысячи раз в секунду. В этом и выражается одно из главней-
ших преимуществ жидкостного карбюратора, помимо надежности
в работе (отсутствие тонких твердых проволок, которые заменены жид-
кими). Говорить же о значении искривления уже при п порядка сотен,
не тысяч раз в секунду, не приходится, ибо
S=k —.
п2
Ток, заряжающий конденсатор, не является постоянным, а при дву-
стороннем выпрямлении пульсирующим. Поэтому, чтобы не было пере-
* В расчетах принимается во внимание и длина закругляющейся (расширяющейся)
части капилляра (суммарное сопротивление).
34
боев в работе карбюратора, необходимо, чтобы число полупериодов
в секунду питающего тока делилось без остатка на число взрывов в се-
кунду (п):
»
п
я чтобы п было не больше 2N. В этом случае безразлично, в какой
момент фазы колебаний тока начнет работу карбюратор, и в равные
промежутки времени в конденсаторе будут накопляться одинаковые
количества энергии, что и обусловливает нормальную работу карбю-
ратора.
Так, на городском токе (50 периодов) можно брать частоту карбю-
рации до 100 раз в секунду. Причем промежуточные значения для п
между 1 и 100 можно брать только те, которые удовлетворяют условию
(1). Правда, эти ограничения можно обойти, если включить перед кон-
денсатором фильтр, сглаживающий пульсации тока, но это усложнит
установку. Задать же требуемую скорость подачи карбюратора не пред-
ставляет затруднения.
Во всех тех случаях, где потребуется, чтобы процесс взрывания
длился какое-то время (например, реактивные снаряды), жидкостный
карбюратор будет необходим, так как позволяет получать практически
равномерные давления в течение некоторого промежутка времени. Это
имеет особо важное значение во всех тех случаях, в которых идет речь
о практическом использовании электрических взрывов.
В последних применениях употребление чистой ртути будет менее
желательным вследствие развивающейся при этом высокой темпера-
туры, что в других случаях являлось особо ценным. Однако жидкост-
ный карбюратор может работать не только на ртути, но и на жидких
амальгамах некоторых металлов, средний атомный вес которых можэт
быть примерно вдвое меньше, чем у ртути.
Имея в виду применение жидкостного карбюратора в реактивных
конструкциях, отмечу большое значение исследований работы карбюра-
тора на разных электропроводящих жидкостях (хотя бы подкисленная
вода, щелочи, органические кислоты и т. п.).
Именно таким путем, пользуясь, например, органическими кисло-
тами (состоящими главным образом из Н, С, О), можно располагать
веществом, дающим максимальное газообразование *.
* В отчете ГДЛ «Расчет лабораторного типа универсального жидкостного карбю-
ратора», 23 марта 1930 г., (архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 6, лл. 9—10) автор
приводит выведенные выше основные формулы расчета жидкостного карбюратора в
следующем виде:
0,48 И. , „
' п —г- кг/см* 2, (1)
9,81-105 (ft v
где р — давление, необходимое для получения струи; I — длина струи, подвергающей-
ся взрыванию; L — длина капилляра; d — диаметр капилляра; п — частота взрывания
в секунду.
L s 0,029-23204 см,
Q = nn —60 см3/мин,
где Q — расход жидкости в минуту, и
(2)
(3)
(4)
еде S — искривление струи под действием силы тяготения.
2*
ОПЫТЫ ПО ЭЛЕКТРОВЗРЫВУ жидкостей *
(1930 г.)
ОБЩИЕ СООБРАЖЕНИЯ
Фактически всякий взрыв вещества можно рассматривать как внезап-
ный переход его в газообразное состояние и расширение вследствие
выделения некоторого достаточно большого количества тепла, независи-
мо от того, по какой причине происходит это выделение. Этот объектив-
ный подход имеет очень большое значение, ибо не ограничивает явле-
ния взрывов рамками химических процессов.
Действительно, если мы сумеем выделить в течение достаточно
малого промежутка времени достаточно большое количество тепла
в единице веса вещества, то тем самым получим взрыв этого вещества,
т. е. превратим его во взрывчатое. Метод же выделения этого тепла
может быть химическим, механическим, либо, наконец, электрическим.
Заметим еще, что с этой объективной точки зрения то или иное сос-
тояние вещества не может отнести его к разряду не взрывчатых. Прила-
гая это заключение к пашей работе, можно сказать, что электрическо-
му взрыву может быть подвергнуто любое вещество, способное так или
иначе пропускать через себя электрический ток с некоторым сопротив-
лением, переводящим энергию электрическую В'тепловую.
Очевидно, все электропроводящие вещества, независимо от своего
состояния, могут быть взорваны электрической энергией.
Исходя из того, что проводимость может быть электронной (метал-
лическая проводимость) и ионной, получаем два основных рода
веществ; с одной стороны твердые тела (металлы, полупроводники),
с другой — тела газообразные и жидкие (электролитическая проводи-
мость). Существуют еще тела, обладающие смешанной проводимостью
(некоторые кристаллы, например, иодистая медь — CuJ). Однако, чис-
ло их совсем невелико.
Металлы, полупроводники, проводящие жидкости и газы — вот
представители многочисленных веществ, могущих быть взрывчатыми
по желанию экспериментатора.
Не останавливаясь на металлах и полупроводниках, свойства кото-
рых подлежат отдельным исследованиям, обратимся к газам и жидко-
стям.
Малая плотность газов и малое сопротивление при разрядном токе
оказывают определенное влияние на характер взрыва газа. Разряд
в воздухе между проводниками фактически является таким взрывом.
Трудно заранее определить свойства газов как электровзрывчатых
веществ. С целью выяснения этого следует предпринять лабораторные
исследования, разъясняющие процессы разряда в воздухе в интересую-
щей нас плоскости.
Процессы, происходящие при электрических взрывах жидкостей,
с одной стороны, и металлов — с другой, сильно отличаются друг
* Отчет ГДЛ, 15 января 1930 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 6, лл. 1—8.
Публикуется с сокращениями.
36
от друга. В случае металла продукты взрыва химически ничем пе отли-
чаются от самого металла. В случае же жидкости силою тока разряда
производится электролиз (мгновенный) жидкости, причем ионы вслед-
ствие выделившегося большого количества тепла диссоциируют на ато-
мы. Таким образом, в результате взрыва получаем полную диссоциа-
цию молекул жидкости на простейшие компоненты (атомы). Одпак"
этим процесс не ограничивается. При расширении продукты взрывов
охлаждаются и тем самым получают возможность вновь соединяться,
образовывая простейшие соединения, и благодаря этому частично выде-
ляют поглощенную при диссоциации энергию.
Такова в основном картина электровзрыва жидкости. Обилие жид-
костей и растворов, обладающих различной электропроводностью
и средним атомным весом, дает богатый материал для выбора наиболее
подходящего вещества в смысле получения того или иного характера
взрыва.
ОПЫТЫ ПО ИССЛЕДОВАНИЮ ВЗРЫВЧАТЫХ СВОЙСТВ
ЭЛЕКТРОПРОВОДЯЩИХ ЖИДКОСТЕЙ.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ЖИДКОСТНОГО КАРБЮРАТОРА
Осуществление лабораторного типа жидкостного карбюратора не пред-
ставляло трудности. Подача жидкости производилась при помощи спе-
циально собранной установки (рис. 1). Жидкость вытекала из сопла Б
благодаря давлению столба самой жидкости над ним. Поэтому ско-
рость истечения, т. е. подача (расход жидкости) регулировалась высо-
той уровня в цилиндре А, либо длиной трубки С. Сопло (железное)
прикреплялось к концу стеклянной трубки С при помощи сургуча. Диа-
метр капала и выходного отверстия сопла составлял от 1,3 до 1,1 мм.
Цилиндр А поддерживался в вертикальном положении при помощи
зажима железного штатива. Кран В служил для пуска в ход карбюра-
тора, либо для прекращения подача жидкости. Ванночка D служила
для собирания лишней жидкости при чрезмерно большой подаче.
Ток подводился медным проводником К\ около 2 мм в диаметре,
шел через струю жидкости в металлическое сопло и из последнего
по отводящему проводнику в землю. С предохранительной целью метал-
лический штатив заземлялся.
В качестве взрываемой жидкости употреблялась вода, подкислен-
ная сульфатом меди (CUSO4) или азотной кислотой (HNO3), либо, нако-
нец, и тем и другим. В качестве сопла применялся также латунный
пистон от примуса с диаметром канала у выходного отверстия
в 0,25 мм.
37
С целью получения на достаточном протяжении непрерывности
струи жидкости, вытекающей из сопла, приходится обращать внимание
на давление (высоту уровня жидкости в цилиндре Л), задающее ско-
рость истечения.
С целью получения единичных взрывов жидкость наливалась
в стеклянные трубочки соответствующей длины и сечения. Кроме того,
единичные взрывы могут получаться и с карбюратором, если брать
большой искровой промежуток между шарами.
Схема включения установки приведена на рис. 2.
Настоящее исследование относится как к плановым рабо-
там по прожекторам, так и к основной работе по реактивным
двигателям.
РЕЗУЛЬТАТЫ
1. По первым исследованиям взрывы наблюдались во всех случаях
подкисления воды в пределах 2,5- 31% (последняя цифра относится
к наибольшей электропроводности раствора HNO3). Увеличенные
концентрации не исследовались. Однако ясно, что увеличение концент-
рации обеспечивает взрыв, ибо даже чистая азотная кислота имеет соп-
ротивление приблизительно всего в два раза большее, чем угольная
пить электрической лампочки. Невозможность получения взрыва может
наступить с разведением растворов, т. е. с увеличением сопротивления
струи до чрезмерных значений, когда струя практически превращается
в диэлектрик. Нужно отметить, что понятие о взрывчатости иЛп
невзрывчатости данного количества жидкости с данным сопротивлением
весьма относительно. Та же струя может не взорваться от одного источ-
ника энергии и взорваться от другого, более мощного источника.
Это положение, вполне попятное из элементарных теоретических сооб-
ражений, подтвердилось в лабораторных исследованиях.
Изыскания, проведенные в направлении получения взрывов при
наименьших допускающих взрыв концентрациях, заслуживают большо-
го внимания. В качестве растворителя бралась дистиллированная вода,
а в качестве растворимого-• химически чистая азотная кислота. Внача-
ле бралась концентрация в 0,2%, которая постепенно уменьшалась,
причем жидкость каждой концентрации наливалась в жидкостный кар-
бюратор, и получавшаяся струя испытывалась на взрыв. Длина струи,
т. е. расстояние между подводящими ток проводом и донцом сопла,
была подобрана такого размера, чтобы при отсутствии струи не мог
происходить разряд между соплом и проводником через разделяющий
их воздух в момент разряда черёз шары разрядника, включенного
в разрядную цепь, как всегда, последовательно. Перед испытанием
раствора с новой концентрацией карбюратор предварительно промывал-
ся дистиллированной водой.
По принятии указанных мер предосторожности обнаружилось, что
при искровом промежутке между шарами в 10 мм, т. е. при энергии
„ 0,24-10- 6(31 • 103)2 -
взрыва, равной -------------0,24 — 27,/ кал*, взрыв происходил при
2
любых концентрациях вплоть до 1,5- 10-в%. При это длина струи состав-
ляла 30 мм при диаметре сопла 1,4 mjL
Дальше исследование количественно не проводилось. Для проверки
характера результатов карбюратор после промывания был наполнен
несколькими десятками кубических сантиметров дистиллированной
воды, которая, однако, не взрывалась. Когда же к ней было добавлено
10 капель жидкости из раствора концентрации в 1,5-Ю-®%, взрывы
вновь стали получаться. В последнем случае концентрация составляла
не больше одной стомиллионной процента.
* Здесь 0,24-Ю-6 — емкость конденсатора в фарадах; 31-10?—напряжение про-
боя промежутка в вольтах; 0,24 — тепловой эквивалент ватта.
38
Практически при вычислении теплоемкости, среднего атомного
веса, и т. п., можно считать, что во взрыве участвовала только вода.
Понятно, что сопротивление такой струи очень велико. Весьма
важно было бы узнать при помощи осциллографа характеристику взры-
ва в этом случае.
2. Длины струй, подвергавшихся взрыванию, доходили до 120 мм
и даже до 170 мм при диаметре сопла 1,4 мм2. Энергия, затрачиваемая
на взрыв, примерно составляла 73 кал.
3. Благодаря быстроте перехода в газообразное состояние при этом
(см. 2) получается очень сильный звуковой эффект и даже механиче-
ский (разрыв стеклянной трубки, в которой заключался взрываемый
столбик жидкости).
4. На месте струи при взрыве, как и в случае металлической прово-
локи, образуется видимый простым глазом раскаленный газовый
цилиндр. Форма его не во всех местах правильная, что следует отнести
за счет неправильной формы струи.
5. После взрыва на месте струи образуется газовое облако, распро-
страняющееся во все стороны.
6. Окраска вспышки цилиндра при взрыве неоднородная. У каждо-
го полюса и в середине цилиндра она различна. Иными словами, обра-
зующийся из струи газовый цилиндр состоит из трех цветов. Чем длин-
нее струя, тем яснее это различие.
Причина этого явления лежит, надо полагать, в электролизе, проис-
ходящем в момент взрыва. Вследствие электролиза у каждого полюса
собираются свои ионы, дающие свою окраску вспышке. Граница
же этих областей, т. е. середина цилиндра, вследствие смешения цветов
получает своеобразный третий цвет.
Следует отметить, что в окраске у полюсов немаловажную роль
играет и металл сопла и подводящего провода К\.
Эти металлические части, служащие электродами, могут участво-
вать в электролизе.
7. Конец проводника К\ и сопло после работы карбюратора оказа-
лись поврежденными в своем поверхностном слое, например, диаметр
канала сопла у выходного отверстия возрос с 1,3 мм до 1,4 мм после
некоторого времени работы, во-первых, вследствие механического удара
продуктов взрыва, во-вторых, вследствие химического разъедания при-
меняемой жидкостью и, в-третьих, вследствие участия металла провод-
ника в реакции электролиза.
Для борьбы с двумя последними явлениями, чтобы сохранить
постоянное значение диаметра канала сопла, представляется рациональ-
ным и необходимым покрывать эти металлические части платиной.
8. При больших длинах струи и малой концентрации взрывающего-
ся раствора, т. е. при больших сопротивлениях струи, наблюдалось сле-
дующее явление: каждому взрыву струи предшествовало несколько
(4—5) разрядов между шарами разрядника, т. е. происходило накопле-
ние электричества до минимального количества, необходимого для
взрыва жидкости данного сопротивления. Накапливающееся количество
электричества могло производить только слабый электролиз жидкости.
В этом отличие в поведении металлической проволоки от жидкост-
ной (неметаллической) струи, не являющейся легко электропроводящей.
Этот эффект аналогичен поведению следующей схемы (рис. 3), где
искровые промежутки между шарами разрядников взяты в примерном
масштабе.
Здесь, для взрыва в В необходимо получить несколько разрядов
в С. Благодаря очень большому сопротивлению струя ведет себя как
емкость, притом плохая, ибо она все же пропускает через себя некото-
рое количество энергии (постоянный ток). Это количество идет па дис-
39
социацию молекул жидкости и, сле-
довательно, на увеличение электро-
проводности до значения, обеспечи-
вающего скорейшее наступление
взрыва.
9. Каждый взрыв сопровождал-
ся сравнительно сильным звуковым
и световым эффектами.
10. Приведенная выше схема
установки для взрывания жидкости
одинаково применима как для еди-
ничных взрывов, так и для систематических, т. с. в качестве карбюра-
тора.
С целью увеличения частоты взрывов достаточно сближать шары
разрядника при постоянной мощности установки, либо, если оказывает-
ся возможным, увеличить мощность питающей установки *. Таким обра-
зом достигалась частота взрывов, дававшая непрерывный видимый свет,
т. е. частоту не менее 25 раз в секунду (по исследованиям ярких- источ-
ников, проведенным Гельмгольцем).
11. Сила звука систематических взрывов была довольно велика.
Слух еще мог расчленить звук на единичные взрывы, аналогичные пуле-
метной стрельбе, ио более частые.
12. Второй цилиндр обычно наблюдается при систематически*
взрываниях в виде слегка размытого светящегося газового слоя, окру-
жающего первый яркий цилиндр.
13. При приближении к струе второго проводника на расстоя-
ние, меньшее, чем от сопла до проводника Ль подводящего ток (причем
оба эти проводника соединены друг с другом), струя изгибалась и под-
тягивалась к проводнику Л2, после чего через нее проходил разряд
(см. рис. 1). Струя ведет себя в этом отношении, как и металлическая
проволока.
14. Во всех случаях работы карбюратора имела Место полная чет-
кость, устойчивость и безотказность в работе.
Заслуживает большого внимания вопрос о температуре, развиваю-
щейся при взрыве жидкости, о влиянии теплоемкости вещества. Самое
интересное то, что теплоемкость не остается постоянной в ходе выделе-
ния электроэнергии. Действительно до диссоциации теплоемкость зна-
чительно больше, чем после нее. Однако после полной диссоциации
теплоемкость все же будет намного.больше, чем в случае одноатомных
металлических паров. Поэтому и температура будет значительно мень-
ше, чем при взрывах металлов, что при сохранении мощности взрыва
является весьма желательным для реактивных установок.
Подводя итог приведенным результатам, считаю необходимым
отметить, что ценность неметаллических жидкостей как материала для
электровзрывов весьма велика и может превышать таковую для метал-
лов. На основании этого считаю необходимым провести специальное
исследование по изучению электровзрывчатых свойств неметаллических
жидкостей.
Необходимо осуществление жидкостного карбюратора с индикато-
ром давления, по нашим схемам и данным, что позволит получать раз-
личный режим взрываний с целью детального изучения электровзрывча-
тых свойств жидкостей.
* При этом необходимо обращать внимание на сопротивление взрываемой струи.
ПРОВОЛОЧНЫЙ КАРБЮРАТОР *
(КАРБЮРАТОР, РАБОТАЮЩИЙ НА МЕТАЛЛИЧЕСКИХ
ПРОВОЛОКАХ)
(1930 г.)
Схема предлагаемого карбюратора представлена на рис. 1. Металличе-
ская проволока сматывается с катушки при помощи двух пар валиков
А и Б с определенной скоростью, диктуемой необходимым количеством
металла, требующегося в единицу времени. Взрывается проволока
в своей части за валиками А между ними и подводящим ток медным
проводом Е.
Валики через систему зубчаток приводятся во вращение асинхрон-
ным мотором переменного тока. Данные мотора таковы: число оборо-
тов — 3000 в минуту, 1/32 л. с., 110—120 в, типа Ш-1 производства фото-
кипотехникума.
Фрикционное соединение позволяло плавно изменять скорость пода-
чи в небольших пределах (около 25 в секунду). Корпус мотора при
помощи резиновых прокладок изолировался от карбюратора, находив-
шегося в момент разряда под током, и от общей монтажной металличе-
ской доски.
Каждая пара стальных валиков, подающих проволоку, выполнена
так, как показано на рис. 2. Поверхность валиков отполирована.
♦ Отчет ГДЛ, 20 января 1930 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 7.
41
Проволочка электрически соединена с корпусом карбюратора, изго-
товленным главным образом из латуни, частично из железа (фрикци-
онный диск с осью, стягивающие щеки карбюратора болты) и служа-
щим элементом разрядной цепи.
Карбюратор включался со стороны заземления по схеме, представ-
ленной на рис. 3.
Указанный карбюратор изготовлен по моим указаниям под руко-
водством инж. В. И. Серова, при участии инженера-конструктора
Добровольского.
То, что непрерывная подача проволоки совершенно не сбивает рабо-
ту карбюратора, уже доказано в прежнем отчете «Жидкостный карбю-
ратор» от 10 ноября 1929 г., и поэтому здесь это положение не рассмат-
ривается.
При разработке конструкции карбюратора были использованы спе-
циально проведенные для этого лабораторные исследования, представ-
ленные в отчете от 15 августа 1929 г. *
РЕЗУЛЬТАТЫ
1. Вначале исследовалась работа карбюратора на никелевой про-
волочке диаметром 0,05 мм без производства взрывов.
Необходимо было обратить внимание на регулировку силы зажима
проволочки между подающими валиками. В противном случае прово-
лочка могла либо не подаваться, либо значительно деформироваться
и закручиваться по выходе из передней пары валиков.
Указанная регулировка допускается конструкцией карбюратора.
2. При подключении к питающей установке высокого напряжения
карбюратор работает, распространяя вокруг очага металлические пары.
3. Второй цилиндр обычно наблюдается в виде слегка размытого
светящегося слоя, окружающего первый яркий цилиндр.
4. Форма очага зависит от длины взрываемой проволочки и может
быть цилиндрической, сферической и, когда взрываемая проволока
очень коротка, эллиптической с большой осью, перпендикулярной к дли-
не проволочки. Форма очага довольно правильная.
5. При плохой регулировке нажима валиков на проволочку она
силою взрыва выбивается из желобка.
6. В начале работ с карбюратором, когда кожух электромоторчика
был металлически соединен с "карбюратором и таким образом разряд-
ный ток проходил через кожух, подводящий провод к статорным
катушкам моторчика оказывался пробитым па кожух. Исследования
показали, что замыкание на кожух происходило с наименее диэлектри-
чески защищенным местом проводов.
Это явление не могло быть вызвано электродвижущей силой индук-
ции в катушках статора благодаря наличию вблизи сильного высоко-
частотного поля (частые взрывы металла), ибо в этом случае пробитой
оказалась бы нежная изоляция витков статорной катушки друг на дру-
га, а не на кожух.
Это утверждение удалось доказать следующим опытом, неодно-
кратно повторявшимся.
Моторчик помещался возможно ближе к очагу жидкостного карбю-
ратора, создававшего переменное электромагнитное поле, подобно про-
волочному карбюратору. Жидкостный карбюратор применялся как
более надежный в работе и простой в обращении. Моторчик не присое-
динялся к заземляющейся части жидкостного карбюратора.
* Отчет по лабораторным исследованиям, проведенным с 30 июля по 14 августа
1929 г., дело ГДЛ № 74, 15 августа 1929 г.
42
С целью выяснения влияния быстропеременного поля электромотор
тщательно экранировался листами железа. После этого пускались в ход
электромотор и жидкостный карбюратор. Экранирование постепенно
уменьшалось и, наконец, совсем было убрано. Моторчик все время рабо-
тал исправно.
Затем моторчик присоединялся к заземленной части жидкостного
карбюратора. Тогда происходил пробой точно такой же, как и наблю-
давшийся при работе с проволочным карбюратором.
Очевидно, ток, проходящий в цепи в течение разряда, и производит
указанный пробой.
На основании этого моторчик изолировался от металлического тела
проволочного карбюратора резиновыми прокладками общей толщиной
в 3—4 мм; в месте же фрикционного соединения на колесико моторчика
было насажено резиновое кольцо.
В этом случае моторчик работал без аварий при всех последующих
исследованиях.
6а. Валики, подающие проволоку, очень скоро оказались повреж-
денными в поверхностном слое. Это относится к передней паре подаю-
щих валиков. Дальше их разрядный ток не распространяется. Одна
из причин этого повреждения -- окисление при простых искровых раз-
рядах, имевших место помимо взрывов. Главная же причина заклю-
чается в механических ударах, которым подвергались эти валики при
частых взрывах.
Поэтому пришлось заказать новые валики из более высокосортной
стали.
Однако, несмотря на эти повреждения, проволочка толщиною
в 0,05 мм подается вполне исправно. Только более тонкие проволочки
например, вольфрамовая диаметром 0,016 мм, сильно мнутся и перере-
заются иногда зазубринками на валиках.
7. Отмечу практическое правило пуска проволочного карбюратора,
найденное в процессе работы с ним.
Прежде чем пускать электромоторчик, следует включить напряже-
ние, питающее карбюратор, и только вслед за тем пускать моторчик.
В этом случае взрывам предшествуют простые искровые разряды
в течение одной, примерно, секунды, т. е. времени, необходимого для
того, чтобы моторчик набрал нормальное число оборотов.
Если же раньше включить электромоторчик, то проволочки, подан-
ной за время до начала взрывов, оказывается столько, что опа весьма
часто запутывается и затягивается валиками. Это заставляет вновь
вправлять проволочку в карбюратор, т. е. разбирать его.
Целесообразно одновременно включать трансформатор и электро-
моторчик одним, например, двухполюсным рубильником.
8. Относительно неправильной или неточной регулировки скорости
подачи проволочки замечу следующее.
Если подается больше вещества, чем требуется, то при'соблюде-
нии некоторых условий мощность взрыва остается практически без
изменения.
Действительно, в случае проволочного карбюратора, проволочка
выйдет большей длины, чем требуется (рис. 4); но к моменту взрыва
она подтянется к подводящему проводу К. и во взрыве будет участво-
вать только кусок ее между точками касания О\ и О2. Остаток же /V
упадет целым, неизрасходованным. В этом случае будет происходить
нарезание кусков проволочки.
Подобное нарезание проволочки на равные по длине куски наблю-
далось в лабораторной работе и служило показателем анормальной
работы карбюратора. Некоторые потери при этом все же имели место.
Нарезаемая проволочка в месте отреза накалена и отбрасывается при
43
Рис. 5
взрыве в виде искры, что поглощает некоторое количество энергии.
В результате работа карбюратора сопровождалась подобным искрооб-
разовапием. С целью создания нормальной работы применялись следу-
ющие средства:
а) уменьшалась скорость вращения валиков при помощи фрикцион-
ной системы передачи вращения от моторчика;
Ь) увеличивалась длина I взрываемой проволочки путем удаления
подводящего провода К, однако эта мера вызывала увеличение очага
и падение мощности взрывов;
с) увеличивалась частота взрывов без изменения мощности питаю-
щей установки путем сближения шаров разрядника, т. е. уменьшалась
мощность каждого взрыва, либо
d) увеличивалась мощность поступающего тока, т. е. увеличива-
лось число взрывов в секунду.
Ясно, что первая мера, не нарушающая нормального режима рабо-
ты, наиболее целесообразна.
Однако, это нарезание проволочки и сохранение мощности при
чрезмерно увеличенной скорости подачи может иметь место только при
соблюдении следующего условия. Необходимо, чтобы подаваемая про-
волочка не упиралась в провод К, а проходила в непосредственной
близости к нему, и контакт осуществлялся при электростатическом под-
тягивании проволочки, иначе будет происходить искривление прово-
лочки, изменение формы очага, взрываться будет вся проволочка,
и мощность взрывов упадет.
В случае жидкостного карбюратора имеем аналогичное явление.
Только при упоре струи в провод К происходит разбрызгивание лишней
жидкости и потеря вещества, но работа карбюратора с заданным режи-
мом не нарушается.
Иначе обстоит дело, если подается меньше вещества, чем требует-
ся. Тогда струя или проволочка не достает до провода К, и разряд час-
тично проходит через воздух (рис. 5), Что меняет характер взрыва и его
мощность, вызывая лишние потери.
Очевидно лучше, чтобы карбюратор давал вещества больше поло-
женного, чем меньше.
В случае недостаточной подачи регулировка осуществлялась следу-
ющим путем:
а) увеличением скорости вращения подающих валиков, либо
Ь) уменьшением расстояния между подающей передней парой вали-
ков и подводящим проводом, либо
с) уменьшением мощности питающего тока, т. е. уменьшением чис-
ла взрывов в секунду, либо
d) уменьшением числа взрывов в секунду без изменения мощности
питающего тока путем раздвижения шаров разрядника, т. е. увеличени-
ем мощности каждого взрыва.
В данном случае также рациональнее пользоваться первой мерой,
не нарушающей заданный режим работы.
9. Отмечу, что электромотор карбюратора следует пускать без реос-
тата, сразу включая полное напряжение. В этом случае карбюратор
скорее примет заданную скорость вращения, не будет ненормального
44
расходования энергии или вещества, т. е. карбюратор будет более эко-
номичным.
По этой же причине следует употреблять электромоторы с крутой
характеристикой включения.
10. Следует обратить внимание на длину подводящего ток провода,
ого сечение, материал и род крепления с целью уменьшения вибрации
провода, наступающей при частых взрывах. Это важно постольку,
поскольку вибрация провода изменяет длину взрываемой проволоки
и форму очага. На сечение провода необходимо еще обратить внимание
с целью предупреждения нагревания разрядным током.
11. Сила звука, сопровождающего работу карбюратора на никеле-
вой проволочке 0,05 мм диаметром, не была слишком велика (слабее
револьверных выстрелов). При вольфрамовой проволоке 0 0,016 мм
звуковой эффект значительно слабее.
Вообще замечено, что чем меньше взрывается металла при той же
затрате энергии, тем слабее звук.
12. Работа с проволочным карбюратором требует определенного
навыка и умения обращаться с тонкими проволоками.
Наряду с этим имеет место некоторая ненадежность в подаче метал-
лической нити.
Сложность регулировки и ненадежность заставляет думать, что
«будущее» принадлежит жидкостным карбюраторам, поскольку жидко-
сти могут заменить металлы.
13. В некоторых специальных случаях, когда требуется не слишком
длительное взрывание, электромотор с успехом может быть заменен
пружинным механизмом с регулятором плавности хода.
14. Окраска очага довольно однородная. При работе на никеле
0 0,05 мм она светло-зеленая, при вольфраме 0 0,016 мм — светло-
голубая.
15. Если рассматривать проволочный карбюратор с точки зрения
применения к прожекторам, то необходимо принять во внимание все
сказанное о насадках к взрываемой проволочке в пункте 6 отчета
«Ртутный карбюратор» от 20 января 1930 г.
16. Частота взрывов в единицу времени доходила, примерно, до 25
в секунду — оценка на основании физиологически непрерывного све-
чения.
В настоящее время подготавливается проведение исследования
с тахометром и киносъемочным аппаратом с целью детального изучения
работы проволочного карбюратора.
РТУТНЫЙ КАРБЮРАТОР *
(ЖИДКОСТНЫЙ КАРБЮРАТОР,
РАБОТАЮЩИЙ НА РТУТИ)
(1930 г.)
Оформление карбюратора то же, что и для обычных жидкостей
(см. предыдущий отчет). При наполнении трубки [с] карбюратора сле-
дует давать возможность выходить из нее воздуху. В противном случае
получается разорванный столбик ртути, соединить который очень труд-
но. В качестве сопла употреблялись латунные пистоны от примуса.
Диаметр выходного- отверстия в узкой части составлял 0,25 мм,
т. е. имел толщину взрывавшейся ртутной струи. Длина же последней
колебалась от 1 до 10 мм. Схема включения ртутного карбюратора
та же, что и для обычного жидкостного.
С целью получения на достаточном протяжении непрерывности
струи ртути, вытекающей из сопла, приходится обращать внимание
на давление (высоту) уровня ртути в баллоне А, задающее скорость
истечения.
РЕЗУЛЬТАТЫ
1. Как и следовало ожидать, поскольку ртуть является металлом, взры-
вы происходили безотказно, если только масса бравшейся ртути
и ее сопротивление соответствовали затрачиваемой на взрыв энергии.
2. На месте струи при взрыве,- как и в случае проволоки образуется
видимый простым глазом раскаленный
□ газовый цилиндр правильной формы.
3. Длина взрывавшейся струи подбира-
лась такой, что продукты взрыва имели
сферическую форму. Цилиндр и сфера из
----------------ртутных паров отличаются наиболее пра-
вильной формой, какую только вообще уда-
валось получить для разных веществ.
i 4. После взрыва на месте струи обра-
зуется газовое (парообразное) облачко,
5» распространяющееся во все стороны.
5. Окраска вспышки (цилиндра, ccbe.
9ры) при взрыве весьма однородная, ибо
. _ _ продукты взрыва — однородные металличе-
ские пары. Цвет — белый с легким фиоле-
Рис. 1 товым оттенком.
* Отчет ГДЛ, 20 января 1930 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 8. Публи-
куется с сокращениями.
46
6. Раскаленные пары и газы обычно излучают только узкие части
спектра с характерной окраской. Окружая взрывающуюся струю ртути
насадкой, мы уменьшим размер очага (сферы) — это первый плюс.
Затем, подбирая насадки, можно достичь такой плотности продуктов
взрыва, что спектр излучения их будет непрерывным. Теперь очевидна
важность проведения работ с насадками на сопло и спектроскопом для
исследования характера излучения.
Это относится также к карбюраторам, работающим на проволоках
и на различных жидкостях.
7. Конец медного проводника К, подводящего ток, и латунное соп-
ло очень скоро амальгамировались ртутью. По этой причине канал соп-
ла скоро забивался и приходилось его прочищать. В течение короткого
времени канал разъедался, увеличивался в сечении и давал неправиль-
ную, более короткую, непрерывную струю. Очевидно, для нормальной
работы необходимо обзавестись никелевыми соплами, химически непод-
дающимися воздействию ртути.
8. Употреблявшаяся схема включения и род карбюратора одинако-
во применимы, как для единичных взрывов, так и для систематических
(многократных).
Частота взрывов, которой удалось достигнуть, не менее 25 раз
в секунду, т. е. получался непрерывный видимый свет.
9. Сила звука систематических (многократных) взрывов была сла-
бее, чем в случае работы карбюратора на других жидкостях. На слух
можно было расчленить звук на единичные взрывы.
10. Второй цилиндр обычно наблюдается при работе карбюратора
в виде слегка размытого светящегося слоя, окружающего первый яркий
цилиндр.
11. Во всех случаях работы карбюратора, за исключением случаев
амальгамирования, имела место устойчивость и безотказность в работе.
12. При работе ртутного карбюратора, ввиду отсутствия вентиля-
ции, ртутные пары носятся в воздухе, будучи видимыми простым гла-
зом. С целью предохранения дыхательных путей от ядовитых ртутных
паров, в лаборатории применяются респираторы военного образца
с активированным углем.
Приведенные результаты исследований позволяют заключить, что
ртуть может иметь немаловажное значение в практике электрических
взрываний. Легкость, уверенность и подкупающая простота работы
с ртутным карбюратором, как и вообще с жидкостным, а также возмож-
ность использовать для электровзрывов вещество требуемого атомного
и удельного веса, пользуясь ртутью, ее амальгамами и всевозможными
жидкостями и их растворами, приводят меня к убеждению, что пере-
численные жидкости суть тот круг веществ, которыми в практике элект-
ровзрывов вероятнее всего придется ограничиться. Значение ртути осо-
бенно велико ввиду наибольшего ее атомного веса из всех веществ,
которые могут использоваться с интересующей нас целью.
Наряду с осциллографическими исследованиями процессов взрывов
различных жидкостей необходимо провести подобное же исследование
со ртутью.
Целесообразно осуществление ртутного карбюратора с индикато-
ром давления, позволяющим получать различный режим взрываний
(тонкие струйки, точная регулировка скорости истечения) с целью
детального изучения электровзрывчатых свойств ртути.
Имеющийся киносъемочный аппарат позволит изучить условия
и характер работы ртутного карбюратора.
ОПИСАНИЕ РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ *
(1931 г.)
ЗАЯВОЧНОЕ СВИДЕТЕЛЬСТВО № 85435/5789, 23 марта 1931 г.
АВТОРСКОЕ СВИДЕТЕЛЬСТВО № 1051, КЛ. 62-В-37
Из теории реактивного движения известно, что тяга реактивного двига-
теля и скорость реактивного летательного аппарата пропорциональны
скорости истечения продуктов горения топлива, питающего двигатель.
Полная же скорость аппарата, приобретаемая им к концу горения топ-
лива и определяющая радиус действия (дальность полета) аппарата,
выражается в первом приближении формулой
1/=«1п(14-—j ,
где V—есть упомянутая полная скорость; и — скорость истечения про-
дуктов горения; <о — вес всего запаса топлива в ракете; р — остальной
вес ракеты; In — знак натурального логарифма. Так как для известных
и предлагавшихся к применению в реактивных двигателях сортов топ-
лива скорость истечения в лучшем случае не превышает 4000 м/с, то
все проекты аппаратов па жидком топливе обычно характеризуются
очень большими значениями отношения ш/р. Легко видеть, что такой
путь увеличения скорости, даже если оставить в стороне громадные тех-
нические трудности выполнения, чрезвычайно мало плодотворен, так как
отношение входит в выражение для скорости под знаком логарифма,
и при увеличении значений m/р скорость V растет весьма медленно.
Известно (Циолковский), что без применения специальных мер, как
например, сжигание или сбрасывание в пути опорожненных топливных
баков, достижение космических скоростей при пользовании обычным
топливом невозможно.
Настоящим изобретением предлагается реактивный двигатель, поз-
воляющий осуществить весьма большие скорости движения за счет
использования больших скоростей отбрасываемого вещества.
Достигается это следующим образом. В камеру сгорания двигателя,
снабженную соплом, подается постепенно некоторое количество того
или иного электропроводящего вещества, через которое производится
разряд электрической энергии, подводимой по проводам от источника,
помещенного или в самом аппарате, или вне его. При достаточно мощ-
ном разряде проводник мгновенно переходит в газообразное состояние
(см. опыты J. Andcrson’a «The Astrophys Journal», 1920,№ 1).Продукты
электровзрыва, обладая чрезвычайно высокой температурой, расширя-
ются в камере сгорания и вытекают через сопло со скоростью, величина
* Лело ГДЛ, 18 марта 193'1 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ел. хр. № '11, лл. 21—
26, 47. К описанию приложено заявление В. П. Глушко: «Так как прилагаемое к па-
тентованию изобретение было предложено мною еще 18-го апреля 1929 г., с какового
времени и разрабатывалось, то мною направлены соответствующие бумаги для под-
тверждения моего приоритета «а изобретение с 18-го апреля 1929 г.».
48
которой может быть сколь угодно большой при надлежащем расходе
электроэнергии на единицу веса взрываемого вещества.
Ниже приведены значения скорости истечения продуктов электро-
„ , л электроэнергии на 1 г отбрасы-
Таблица
взрыва при различной величине расхода
ваемого вещества, при условии 100%
утилизации затрачиваемой энергии.
Для получения истинных значе-
ний скорости необходимо указанные
числа исправить сообразно с величи-
ной коэффициента полезного действия.
Работа двигателя при данном рас-
ходе в секунду отбрасываемого веще-
ства может быть в широких пределах
регулируема надлежащим подбором
констант разрядной цепи, именно
индуктивности, сопротивления, емко-
сти, логарифмического декремента
Расход энергии на 1 г отбрасываемого вещества, кал Скорость истечения, м/с
1,92 4000
2,99 5000
11,95 10000
298,7 50000
1195 100000
затухания и т. п., причем можно получать различные: температуру,
газообразование, скорость истечения и т. д.
В качестве материала для питания двигателя могут быть примени-
мы любые проводящие или полунроводящие вещества: металлы,
металлоиды (углерод и др.), металлические и неметаллические жидко-
сти, а также всякие комбинации этих веществ.
Возможно применение в качестве электровзрываемого вещества
насыщенных водородом металлов, например, железа, палладия. При
высокой температуре взрыва водород выделяется в диссоциированном
состоянии с поглощением части энергии. При охлаждении же продуктов
взрыва водород, воссоединяясь, выделяет поглощенную ранее энергию.
В результате средняя температура взрыва при той же мощности
двигателя оказывается сниженной, что ведет к повышению коэффициен-
та полезного действия.
Изложенный принцип построения реактивного двигателя может
при современном состоянии электротехники дать экономически оправ-
данный эффект при пользовании электрической энергией, подводимой
от источника, помещенного вне самого аппарата и, следовательно, при-
меним главным образом для летательных аппаратов, получающих раз-
гон на земле, в частности, также для артиллерийских снарядов.
ПРЕДМЕТ ПАТЕНТА
1. Реактивный двигатель, характеризующийся применением в качестве
отбрасываемой массы, взрываемой в камере сгорания с помощью элект-
рического разряда какого-либо электропроводящего вещества.
2. Форма выполнения двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что
в качестве взрываемого с помощью электрического разряда вещества
в нем применен насыщенный водородом металл, например железо, пал-
ладий или т. п.
3. Форма выполнения двигателя по ни. 1 и 2, отличающаяся тем,
что взрываемое с помощью электрического разряда вещество вводится
в камеру сгорания порциями непрерывно.
4. Форма выполнения двигателя по пн. 1, 2 и 3, отличающаяся тем,
что в случае применения для питания двигателя жидкого вещества
потребная для электрического разряда энергия подводится к подающим
жидкость устройствам (форсункам) с целью использования последних
в качестве полюсов разрядной цепи.
5. Форма выполнения двигателя по пп. 1, 2, 3 и 4, отличающаяся,
тем, что один из полюсов питающей электроустановки соединен непо-
средственно с металлом двигателя.
ОТЧЕТ О СОСТОЯНИИ РАБОТ ПО ЭЛЕКТРОВЗРЫВАМ
В ЯНВАРЕ — ФЕВРАЛЕ 1933 г.* ** ’
Рис. 1. ЭРД
Основное оборудование для импульсной схемы состоит из большой
трансформаторной установки на четыре кенотрона со всеми обслужива-
ющими приборами на 100 киловольт и 10 килгвольтампер, а также мас-
ляных высоковольтных конденсаторов на 10 киловольт при емкости
2 микрофарады Центральной радио-лаборатории ***.
* Дело ГДЛ, (март 1933 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 26, л. 2. При-
ведена выдержка.
** ЭРД, изготовленный по эскизам, восстановленным автором. Через канал фоэ-
сунки, расположенной на оси камеры, подается металлическая проволока или электро-
проводящая жидкость — рабочее тело. К форсунке и корпусу камеры подводятся эле-
ктрические импульсы большой мощности от конденсатора, заряжаемого энергетической
установкой.
*** Батарея конденсаторов емкостью 4 микрофарады заряжалась до 40 киловольт.
ЖИДКОЕ КОЛЛОИДАЛЬНОЕ ТОПЛИВО
ДЛЯ РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ *
(1930 г.)
Принимая в качестве окислителя кислород Ог, мы видим, что наиболее
теплотворной реакцией окисления, сопровождающейся образованием
исключительно газообразных продуктов, является реакция
горения водорода, дающая на 1 кг образующихся продуктов (водяные
пары) 3200 ккал.
Обычно .рекомендуется пользоваться по ряду причин технического
характера некоторыми углеводородами, дающими не более 2350—
2850 ккал на 1 кг.
Приведенные цифры являются максимальными для горючего, даю-
щего только газообразные продукты сгорания, если оставить пока в сто-
роне одноатомный водород, как технически недоступный в настоящий
момент. Ввиду этого, были попытки раздвинуть эти рамки применением
иных веществ, выделяющих при сгорании значительно большие количе-
ства теплоты. К таким веществам следует отнести ряд элементов —
металлов и металлоидов, представленных в табл. 1.
Таблица 1
Элементы Удельный вес Атомный вес Теплота образования окиси, ккал на 1 г-моль Теплота сгорания на 1 кг продуктов, ккал Продукты горения
Бе 1,84 9,01 + 134,2 5370 ВеО
Li 0,53 6,94 + 142,6 4750 Li2O
В 2,5 10,82 +282,1 4050 В0О3
А1 2,7 26,97 +380,2 3725 А12О3
Mg 1,74 24,32 +143,9 3570 MgO
Si 2,34 28,06 + 194,9 3250 SiO2
Все указанные в таблице элементы, за исключением бериллия, пред-
лагали использовать, но почему-то обходили молчанием такую реакцию
с высоким тепловыделением, как образование окиси бериллия (ВеО).
Эта теплота — наибольшая выделяющаяся при химической реакции,
(если же рассматривать реакции с атомарным водородом).
Однако применение приведенных в таблице элементов в реактив-
ном двигателе в чистом виде бесполезно, если продукты сгорания
* Отчет ГДЛ, 23 сентября 1930 г., архив ГДЛ-ОКБ, фонд <№ 1, он. № 1, ед. хр.
№ 1615, лл. 40—50. Приведен текст без диаграмм.
51
не дают отброса (нелетучие остатки).Приходится идти на компромисс,
комбинируя топливо из жидких углеводородов (например, толуола)
или из водорода с одним из приведенных выше элементов. Однако
здесь неизбежно столкновение с препятствиями чисто технического
характера. Для того чтобы теплота горения твердых частиц успела пере-
даться газу в камере сгорания и в сопле реактивного двигателя, необ-
ходимо, чтобы размеры этих частиц были достаточно малыми. Кроме
того, необходимо совершенное смешение этих компонентов (углеводород,
твердая примесь, кислород) в камере сгорания. Только в этом случае
может происходить полное сгорание примеси без нарушения правильно-
сти газового потока, и только в этом случае сгоревшие частицы приме-
си смогут участвовать в общей массе газового отброса, не нарушая его
правильности.
Однако вводить в камеру сгорания порошкообразные элементы
(отдельно или в виде суспензии в жидком топливе) необычайно трудно
и мало полезно по следующим причинам: сложность и громоздкость
соответствующих подающих механизмов, ненадежность их действия,
отсутствие постоянства количества подаваемого в единицу времени
вещества (неоднородность). Кроме того, измельченпость подаваемого
таким образом вещества будет недостаточной, и часть введенного в ка-
меру распыленного вещества не успеет сгореть и будет целиком выно-
ситься из сопла, только уменьшая тем самым импульс, получаемый
реактивным двигателем. Явлению неполного сгорания в подобной уста-
новке будет способствовать незначительное время пребывания вещества
в камере сгорания, быстро выносящегося газами в сопло. Поэтому вме-
сто ожидаемого выигрыша установка даст ухудшенный результат, либо
выигрыш будет столь незначительным, что не оправдает усложнение
и утяжеление установки.
Ввиду этого, внимание было обращено на использование топлива,
в состав которого, помимо водорода, входит химически связанный с ним
один из элементов вышеприведенной таблицы. Однако водородные сое-
динения этих элементов, могущие претендовать на использование, весь-
ма ограничены в своем числе. Так, оказывается, что только некоторые
бороводороды (два—три) заслуживают внимания . (см. «Критический
обзор окислителей и горючего как топлива для реактивного двига-
теля») .
Причем, характерными для многих из этих соединений являются
непостоянство состава, самовоспламеняемость, ядовитость, трудность
получения в больших количествах и ряд других причин, препятствую-
щих широкому применению этих соединений.
Конечно, этим не исключается возможность использования некото-
рых из них, как например В4Н10, ВбН12 (бораны). Понятно, что приме-
нение этих соединений влечет за собой другие технические затруднения,
которые могут оказаться далеко немалыми. Ввиду этого в настоящей
работе предлагается иной метод использования примеси перечисленных
в табл. 1 элементов.
Пусть основное горючее (например, жидкие углеводороды), с кото-
рым применяется нелетучая примесь, служит средой для образования
в нем коллоидальных растворов твердой примеси. Использование в ка-
честве среды самого окислителя опасно, ввиду образующейся при этом
взрывчатой смеси, если содержание примеси достаточно велико.
Получающийся при этом коллоидальный раствор обладает высокой
степенью дисперсности твердого компонента, обусловливающей необхо-
димую однородность раствора и чрезвычайную измельченность примеси
(от 0,1 ц до 5 цц), что недостижимо при применении обычных механи-
ческих форсунок на порошкообразных топливах или при взмучивании
горючего порошкообразной примесью (суспензии).
52
Очевидно, что подобная система вполне разрешает перечисленные
трудности, возникающие при применении примесей, распыленных обыч-
ными методами, позволяя к тому же пользоваться для подачи в камеру
сгорания обычными жидкостными струйными или центробежными фор-
сунками.
«Коллоидальное топливо», содержащее в качестве жидкой основы
мазут, буроугольную смолу или древесный деготь, 4 в качестве твердой
примеси--каменноугольную пыль, известно и с успехом применяется
в странах, терпящих недостаток в нефти. Это топливо, содержание твер-
дой примеси в котором доходит до 35—50%, отличается, между прочим,
легкостью хранения и транспортирования.
Так как часто суспенсоиды с течением времени осаждением выде-
ляют диспергированный компонент из жидкой диспергирующей среды,
то приготовление их можно производить незадолго перед употреблением
(в зависимости от срока жизни коллоидального раствора). Осаждение
из суспенсоидов — процесс обычно необратимый, однако соответствую-
щей пептизацией и здесь можно помочь делу. Кроме того, можно подо-
брать защитный коллоид, который обеспечил бы потребную продолжи-
тельность существования дисперсной системы.
Изготовление коллоидных растворов может производиться электри-
ческим путем с помощью мельницы Плаузона и другими известными ме-
тодами и приборами.
Образование коллоидных растворов твердых примесей в жидких
топливах возможно, ибо, как известно из коллоидной химии, коллои-
дальные растворы суспенсоидов обычно не осаждаются неэлектролита-
ми, каковыми и являются углеводороды, спирты, ацетон и тому подоб-
ные вещества.
Из приведенных в табл. 1 элементов наибольшей доступностью
и соответствующей выгодностью обладает алюминий (3725 ккал),
затем бор (4050 ккал).
Следует обратить большое внимание и па бериллий — металл заво-
евывающий в последние годы права гражданства в современной маши-
ностроительной промышленности (5370 ккал).
Трудно заранее сказать, какое процентное содержание твердой
фазы коллоидного раствора окажется практически наиболее выгодным.
В данном случае указание может дать только опыт. Однако можно
априори утверждать, что содержание твердых остатков в газовом
отбросе должно быть меньше 50% (по весу), в противном случае они
не смогут увлекаться газами и участвовать в отбросе.
Взглянув на табл. 2 и определив, какую часть от твердых остатков
горения (окисей) составляет металл или металлоид, мы може*м заклю-
чить, что эти максимальные 50% окисей, соответствуют 20—25% при-
меси чистого элемента к топливу.
В действительности, надо ду- Таблица 2
мать, примесь элемента к топливу не будет достигать 10%. Ясно, -что коллоидальный рас- твор примеси следует стараться осу- Продукт горения Молекуляр- ный вес Содержание окисленного элемента по весу, % Содержание окислителя по весу, %
ществлять в горючем, но не в окис- лителе, в противном случае, мы ВеО 25,01 36,0 64,0
можем превратить окислитель во Li2O 29,88 46,5 53,5
взрывчатое вещество. В20з 69,64 31,0 69,0
Так как упомянутая выше кон- центрация в 10% относится к 1 кг AI2O3 101,94 52,9 47,1
топлива (смеси горючего с окисли- MgO 40,32 60,3 39,7
телем), то концентрация коллои- дального раствора в горючем будет, SiO2 60,06 46,2 53,8
53
соответственно составу смеси, больше. Содержание же горючего в топ-
ливе в зависимости от рода последнего колеблется от 12,5 до 24,5%
(см. работу «Критический обзор окислителей и горючего как топлива
для реактивного двигателя»). Следовательно, 10% примеси по отноше-
нию к общей смеси при диспергировании в горючем составят по отно-
шению к последнему от 80 до 41%. Однако получение суспенсоидов
такой концентрации слишком проблематично. Правда, можно помочь
делу тем, что диспергировать часть примеси в окислителе, по в таком
процентном отношении, чтобы гарантировать себя от возможности
взрыва этой смеси. Только в этом случае можно считать, что содержа-
ние примеси (элемента) по отношению к топливу (смеси) будет состав-
лять около 10%. Опытным же путем придется исследовать влияние раз-
личных давлений и температуры па распад коллоидального раствора.
Необходимо заметить, что осуществляться могут только такие кол-
лоидальные растворы, в которых диспергирующая среда и твердая при-
месь не вступают между собою в химическую реакцию.
Для получения наглядного представления о влиянии примесей
на калорийность топлив рассчитаны табл. 3 и 4 с соответствующими
диаграммами. В качестве примера взяты наиболее ценные (в смысле
практического использования) топлива: азоттетроксидтолуоловое, кис-
лородацетиленовое, озонацетиленовое.
Таблица 3
Таблица 4
0 3,6 7,2 10,8 18,0
0 4,6 9,2 13,8 23,0
ВеО, %
Азоттетроксид-
толуоловое
Кислородацети-
леновое
Озонацетилеко-
вое
0 10 20 30 50
1800 21G0 251 (А 870 3580
2850 31003350 3600 4110
3360 3560 3760 3960 4360
ы2о, %
о 10 20 30 50
Азоттетроксид-
толуоловое
Кислородане-
тиленово^
Озонацетилено-
вое
180012100 2390
2680 3275
2850 3040 3239.3420 3800
3360 3500 3640 3780 4050
Оказывается, что прибавкой 10% бериллия азоттетроксидтолуоло-
вос топливо (1800 ккал) по теплопроизводителыюсти приравнивается
к кислородацетиленовому (2850 ккал). Прибавка же 7,5% бериллия
к кислородацетиленовому топливу повышает его теплотворность до та-
ковой для озонацетилепового топлива (3360 ккал). Это достаточно
подчеркивает важность использования бериллия.
Несколько меньший эффект дает литий. Кроме того, для получения
того же количества по весу твердых остатков в продуктах горения лития
требуется большее количество, чем бериллия (см. табл. 2), что весьма
нежелательно.
Из диаграмм особенно отчетливо видно, что выгодность примеси тем
больше, чем больше разность между теплопроизводительностями при-
меси и основного топлива. Наиболее выгодными окажутся смеси с бед-
ным тепловыделением топливом. Можно думать, что применение найдут
себе только растворы, содержащие бериллий или литий с преимущест-
вом в сторону бериллиевого.
Следующий по теплопроизводителыюсти (в сторону уменьшения)
элемент — бор может вводиться в топливо в виде жидких при обычной
температуре бороводородов, что более выгодно, чем применение бора
в коллоидальном состоянии. Другие элементы, как-то алюминий, магний,
кремний менее ценны в тепловом отношении.
54
Выгода применения примесей особенно сказывается в случае поро-
хов в качестве диспергирующей среды, как обладающих весьма низкой
(сравнительно с рассмотренными выше) теплотворной способностью.
Так, для пироксилинового пороха ГДЛ (850 ккал) данные приведены
в табл. 5 и 6.
В качестве твердой коллоидальной примеси взяты бериллий и алю-
миний.
Таблица 5
Be, % 0 3,6 7,2 10,8 18,0
ВеО, % 0 10 20 30 50
Пироксилиновый порох ГДЛ, ккал/кг 850 1300 1750 2210 3110
Таблица 6
А1, % 0 5,29 10,58 15,87 26,45
А120з, % 0 10 20 30 50
Пироксилиновый порох ГДЛ, ККал/кг 850 1140 1420 1710 2290
Весьма замечательно, что присадкой 5,3% алюминия пироксилино-
вый порох приравнивается по своей теплопроизводителыюсти к нитро-
глицериновым порохам (кордит— ИЗО ккал, баллистит—1195 ккал).
Примесь того же количества бериллия приравнивает пироксилиновый
порох (в том же смысле) к чистому нитроглицерину, дающему 1500 ккал
(продукты разложения в газообразном состоянии). Так как примеси
в таких количествах безусловно, осуществимы, то получаемый при этом
результат заслуживает большого внимания. Можно считать достаточно
вероятной возможность повышения калорийности пироксилинового поро-
ха вдвое, если воспользоваться* в качестве твердого компонента колло-
идального раствора бериллием, которого потребуется в этом случае
не более 7%.
Все эти расчеты, конечно, дадут слишком преувеличенный резуль-
тат, если эти элементы (Be, А1) мы будем вводить в качестве обычной
механической примеси, порошка, как например это делается при изго-
товлении аммонала (содержание А1 около 18%). Об этом^ о влиянии
степени дисперсности твердой примеси и однородности ее распределения
в диспергирующей среде (жидкого топлива, пороха и др.), уже говори-
лось выше.
Долговечность изготовленного по предлагаемому методу пироксили-
нового пороха равна долговечности пороха без этой примеси, осажде-
ние которой или выделение невозможно. Действительно, при желатини-
зации пороховая масса будет фиксировать распределенные в ней мель-
чайшие частицы твердого компонента, нс позволяя им перемещаться, что
и обусловливает постоянство однородности пороховых шашек. Химиче-
ская стойкость предлагаемого пороха определяется индефсрентностью
примеси по отношению к массе диспергирующей среды.
Замечу, что коллоидальные растворы могут осуществляться и с бри-
зантными взрывчатыми веществами во время изготовления последних.
Использование негазообразных продуктов горения примеси и в этом слу-
чае окажется вполне возможным по причине их достаточной измельчен-
ное™. Известно, что при достаточной измельченности можно получить
взрыв при горении термита и разложении ацетиленистых металлов, даю-
щих при реакции исключительно твердые негазообразные продукты,
которые в данном случае ведут себя в некоторой степени как упру-
гий газ.
В заключение укажу, что применение металлических коллоидальных
растворов позволяет использовать в некоторой степени азот, если тако-
вой содержится в продуктах разложения, что должно повысить тепло-
производительность смеси. Действительно, вещества, предполагаемые
55
к использованию в качестве твердой примеси, образуют непосредствен-
но с азотом, с выделением теплоты, азотистые соединения. Так, напри-
мер, алюминий соединяется по уравнению: 2A1-|-N2=2A1N4-12O ккал»
магний: 3Mg+N2=MgsN2+l 19,7 ккал, бор соединяется при температуре
выше 900° С, бериллий образует Be3N2. В приведенных выше расчетах
теплота, выделяющаяся в результате этих экзотермических реакций,
не учитывалась.
Кислород, необходимый для сгорания примеси, должен вводиться
добавочно в смесь. Во всех предыдущих расчетах эта прибавка окисли-
теля учитывалась. Причем окислителем для примеси бралось вещество
того же состава, что и для основного горючего топлива. В случае поро-
хов окислитель придется вводить в виде богатого кислородом соедине-
ния, метущего растворяться в массе пороха при изготовлении послед-
него. Этот вопрос требует соответствующей проработки *.
* На «Горючее для реактивного двигателя (способ повышения теплотворной спо-
собности жидкого или коллоидного твердого топлива для реактивного двигателя)» ав-
тором получены заявочное свидетельство № 76950/5177, 2 окт. 1930 г. и патент №968.
кл. 23-В-4. Патент предусматривает использование бериллия и других элементов в юн-
кодиспсргированном состоянии как в углеводородах, водороде и других жидких горю-
чих в сочетании с окислителями, так и в порохах. Дело ГДЛ, 13 сентября 1930 г.»
архив ГДЛ-ОК'Б> он. № 1, ед. хр. № 11, лл. 1—5, 95.
ПОДАЧА ТОПЛИВА В КАМЕРУ СГОРАНИЯ *
(1930 г.)
Подача топлива из баков через трубопровод (с соответствующей арма-
турой) и форсунки в камеру сгорания (к.сг.) может осуществляться сле-
дующими методами.
1. С помощью статического давления на топливо в баке, оказывае-
мого газом, проходящим через редукционный клапан из отдельного тол-
стостенного баллона сравнительно небольшой емкости (аккумулятора
давления), содержащего этот газ под давлением, во много раз превы-
шающим давление подачи, т. е. давление в топливном баке.
Этот метод характеризуется:
а) постоянствохМ давления подачи топлива в к.сг. (равномерное
горение);
б) простотой устройства и, следовательно, надежностью действия;
в) необходимостью держать топливный бак под постоянным давле-
нием, несколько превышающим давление в к.сг. При этом конструкция
реактивного летательного аппарата (РЛА) отличается громоздкостью.
2. Путем создания в баках давления, большего, чем давление в к.сг.,
настолько, чтобы все топливо поступало с потребным давлением через
редукционный клапан и через форсунки в к.сг.
Этот метод характеризуется:
а) постоянством давления подачи топлива в к.сг. (равномерное
горение);
б) наибольшей простотой устройства (в смысле числа деталей);
в) чрезмерным утяжелением баков в целях сохранения необходимой
механической прочности.
3. Беспоршневыми взрывными насосами типа «Гемфри — Оберта»,
характеризующимися:
а) переменным давлением подачи топлива в к.сг. (пульсирующее
горение);
б) сложностью устройства и большим числом деталей.
4. Поршневыми насосами, характеризующимися тем же, чем и при-
менение взрывных насосов, несколько более простого устройства.
5. Центробежными насосами, приводимыми во вращение турбога-
зами, отведенными каналом соответствующего сечения из к.сг. или от
двигателя внутреннего сгорания.
Метод характеризуется:
а) постоянством давления подачи топлива в к.сг. (равномерное
горение);
* Отчет ГДЛ, 25 сентября 1930 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, сд. хр. № 12,
лл. 1—3. Публикуется с сокращениями.
57
б) несколько большей простотой и, следовательно, надежностью
действия по сравнению с поршневыми и взрывными поршневыми
насосами.
6. Ротационными насосами, приводимыми во вращение тем же спо-
собом, что и центробежные насосы. Характеризуется метод тем же, что
и при центробежных насосах.
ПОДАЧА ТОПЛИВА АККУМУЛЯТОРОМ ДАВЛЕНИЯ
Схема опытной установки подачи давлением из баллона изображена
на рис. 1. Поступающий из аккумулятора давления сжатый газ, рас-
ширяясь, значительно охлаждается. В том случае, если бак наполнен
сжиженным газом, охлаждение еще более усиливается, т. е. давление
падает сильнее. Это следует учитывать при расчетах потребного заряда
аккумулятора давления (баллона).
Рассмотрим этот метод подачи топлива в РЛА. Возьмем наивыгод-
пейший для этого метода случай изотермического процесса расширения
газа,т. е. воспользуемся законом Бойля — Мариотта. Вводя обозначения:
V — объем пустых топливных баков;
v — объем аккумулятора давления;
р — давление в к.сг. плюс давление подачи в последнюю;
Р — давление в аккумуляторе давления,
получаем: vP= (v + V) р<т- const >,
п + (л I V\
ИЛИ Р= р ------- pl Н------•
\ V J \ V )
С другой стороны, в первом приближении можно положить, что вес
бака прямо пропорционален давлению в нем и его объему. Это пред-
положение заключает ошибку опять-таки в выгодную сторону для рас-
сматриваемого метода подачи топлива, ибо с увеличением давления
в баке, положим, в четыре раза, толщина стенок последнего возрастет
Рис. 1
больше, чем в четыре раза.
Иными словами, получаем, что вес аккумулятора
давления во всех случаях никак нс меньше веса самих
топливных баков, т. е. применение этого метода подачи
топлива вдвое увеличивает мертвый вес °ЛА. Внутри
же самих топливных баков необходимо все ^оемя под-
держивать давление, равное давлению подачи, т. е. не-
сколько превышающее давление в камере сгорания. Бла-
годаря этому вес одних баков, без аккумулятора давле-
ния, будет во много раз больше, чем в случае, когда топ-
ливо качается насосами.
Очевидно, что говорить об использовании системы
подачи топлива аккумулятором давления в РЛА затруд-
нительно *. Однако этот метод благодаря своей простоте
мог бы найти применение прежде всего в условиях лабо-
раторной исследовательской работы. При этом необхо-
димо пользоваться массивными опытными топливными
баками.
В этом случае следует применять только газы,
неспособные вступить в реакцию с заключенным в баке
топливом. Такими газами могут являться, например, угле-
кислота, азот, благородные газы. Применение воздуха
может вызвать взрыв топливного бака, содержащего
например, толуол. Пары толуола с воздухом образуют
легко взрывающуюся смесь. Если же в баке заключен
* Ниже («стр. 67, 69) указаны случаи оправданного применения этой системы
подачи топлива в РЛА.
58
сжиженный газ, то температура сжижения подающегося из баллона
газа должна быть ниже температуры этой жидкости. Выгоднее приме-
нять тот газ, для которого CpiCv наименьшее, как меньше охлаждаю-
щийся при расширении.
После изложенного выше несомненно, что применение второго
метода подачи топлива (см. стр. 57) еще менее рационально, чем
первого, ибо еще более увеличивает мертвый вес РЛА. Этот метод
ни в каких случаях применять не следует.
Подача топлива не непрерывная, а в моменты понижения давления
в к-сг. (предложение К. Э. Циолковского), хотя и требует меньшей
затраты энергии, по непригодна по той причине, что будет губительно
сказываться на механической прочности материальной части, вследствие
температурных колебаний (усиленное выгорание), с одной стороны,
и, с другой, по причине неравномерной нагрузки, принимающей динами-
ческий характер (ряд быстро чередующихся друг за другом ударов).
Непрерывная работа насосов, по принципу их устройства подаю-
щих топливо толчками, с перерывами (беспоршпевые насосы Гемфри —
Оберта и поршневые), также вызывает пульсирующие горение и нагрузку.
С увеличением числа ходов поршня в единицу времени или, что
то же, числа взрывов в насосах «Гемфри — Оберта», влияние темпера-
турных колебаний уменьшается. Применение этих насосов вызывает
необходимость употребления демпферов.
В технике известно применение насосов для перекачки сжиженных
газов (см. Технич. энциклопедия, т. X, Кислород).
ПОДАЧА ТОПЛИВА В КАМЕРУ СГОРАНИЯ Р. М.
(ПРОДОЛЖЕНИЕ) *
(1930 г.)
Произведем расчет веса потребного количества газа в аккумуляторе дав-
ления для подачи 1 т азоттетроксидтолуолового топлива по второму спо-
собу пли с помощью холодного газового насоса, требующего того же
аккумулятора давления с тем же запасом газа.
Для азота получаем, что 0,25 м3 его при р=400 кг/см2 веся г
~125 кг. Если возьмем гелий, то вес составит ~18 кг, что более при-
емлемо. Еще более легок водород. Однако, применять его для подачи
окислителя слишком небезопасно. Можно горючее подавать водородом.
Однако практический выигрыш сомнителен, ибо потребуются два акку-
мулятора давления: один гелиевый и другой водородный, общий вес
которых будет больше, чем одного баллона той же суммарной емкости.
Выгода применения гелия сказывается также и в случае, если брать
упругое тело нс в газообразном состоянии, а в жидком, и испарять его
нагреванием так, чтобы поддерживать в аккумуляторе давления в тече-
ние всего времени работы ракетного мотора давление, необходимое для
подачи топлива. В этом случае объем, а следовательно, и вес аккумуля-
тора давления должны значительно сократиться. Если воспользуемся
жидким азотом, то для его испарения потребуется в рассматриваемом
случае 5975 ккал. Для подогрева этого газа от —196 до 0° С потребуется
4412 ккал. Всего потребуется затрата 10400 ккал, т. е. сжигание=
= — кг топлива, где 1800 — тсплопроизводительность азоттстроксид-
толуолового топлива; т| — коэффициент использования.
* Отчет ГДЛ, 22 ноября 1930 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. Nb 1, ед. хр. № 12, лл. 4—8.
Публикуется с сокращениями.
59
В том случае, если воспользоваться жидким гелием, потребуется
на его испарение 83 ккал. Для подогрева же этого количества гелия
от —269 до 0°С — 3390 ккал всего потребуется — 3480 ккал, т. е. сжига-
1,9
ние — кг топлива.
Однако располагать газообразным гелием, а тем более жидким,
в таких количествах (1,8% от веса топлива) мы нс можем. Лзот же
слишком тяжел и его требуется 12,5% от веса топлива РЛА. Другие газы
обычно еще тяжелее, чем азот. Если же мы сумеем воспользоваться
водородом, то его потребуется всего лишь 0,9% от веса топлива. Кроме
того, водород как в газообразном, так и в жидком состоянии более
доступен, чем гелий.
Для испарения жидкого водорода в количестве, потребном
для подачи 1000 кг топлива, т. е. 9 кг жидкого водорода (и подогрева),
потребуется приблизительно 3,1 /т| кг азоттетроксидтолуола.
Из произведенных расчетов видно, что использование сжиженного
газа в аккумуляторе давления уменьшенного размера имеет определен-
ный смысл. Действительно, в рассматриваемом случае (количество топ-
лива в РЛА равно 1000 кг) время работы ракетного мотора равно 100 с,
125 ч
чему соответствует испарение в секундукг жидкого азота
с затратой в единицу времени 60/т] г топлива и, для другого варианта —
испарение 90 г/с жидкого водорода с затратой 31/т] г топлива, что реа-
лизовать не представляет особых затруднений.
Как уже было отмечено, водород при всех своих преимуществах
обладает тем большим недостатком, что образует с парами окислителя
взрывчатую смесь, могущую вызвать своим взрывом разрушение всей
конструкции.
Известно, что температура взрыва смеси водорода и кислорода
(гремучий газ) равна 700° С, поэтому нагревание водорода и соприка-
сающегося с ним топлива до этой температуры, или хотя бы близкой
к пей, недопустимо. Очевидно, что чем ниже температура водорода и топ-
лива, тем безопаснее установка. Это необходимо иметь в виду при кон-
структивном оформлении питания и охлаждении ракетного мотора. Осо-
бенно важную роль играет надежное уплотнение. Однако одним рацио-
нальным расположением нагретых и холодных частей РЛА вопрос
не решается. Взрыв может произойти и в том случае, если происходит
местное повышение температуры, например, при искре, которая может
возникнуть, вследствие электризации водорода при трении его о внутрен-
ние стенки трубопровода, если диаметр последних невелик, а длина —
значительна. Кроме того, на пути водорода не должны находиться
платина, железо, а также все вещества, могущие служить катализато-
рами реакции окисления водорода, при наличии которых взрыв смеси
может произойти даже при нормальной температуре.
Как видно, использование водорода возможно только при соблюде-,
нии целого ряда предосторожностей.
Упомянутая схема подачи топлива холодным газовым насосом,
использующая заряжание подающим газом в жидком виде, состоит
из семи главных частей, соединенных соответствующим -трубопроводогл
(рис. 1).
Подача топлива из бака по этой схеме происходит следующим обра-
зом. Жидкий водород, находящийся в хранилище, подается через испа-
ритель в газовый конденсатор (уравнитель колебаний). Давление в ука-
занных трех частях схемы одинаково и составляет несколько большую
величину, чем в насосе. Затем, двумя редукторами давления (РК' иРК")
давление понижается до 102 кг/см2 для насоса и до 3 кг/см2 для подачи
топлива из бака в насос (цифры взяты для примера и как дающие поря-
60
Топливный
3 къ сгГ2
бак
Редукторы
Газообразный водорс
^120 кг сну
Жидкий '
водород у
Испаритель
Уравнитель колебаний
Топливный
клапан
К ракетнопу
двигателю
^102 кгсгг2
выхлопная
труба
Рис. 1
док величины тех значений, которые будут применяться на практике).
Дальше подача происходит по схеме холодного газового насоса.
Таким образом, этот способ подачи отличается от подачи из акку-
мулятора давления, заряженного газообразным водородом, с одной сто-
роны, некоторым усложнением (применение сжиженного газа, замена
одного баллона со сжатым газом тремя конструктивными элементами:
хранилищем того же количества газа в жидком состоянии, испарителем
и газовым конденсаторам небольшой емкости), а с другой, некоторым
облегчением всей конструкции. Это облегчение должно произойти по двум
причинам: благодаря уменьшению объема, занимаемого конструк-
цией, и уменьшению внутреннего давления, под которым находится эта
конструкция. В рассматриваемом примере внутреннее давление снизится
с 400 до 120 кг/см2, т. е. в 3,3 раза.
Определим уменьшение веса конструкции, достигаемое применением
рассматриваемого метода.
Объемом, а следовательно, и весом испарителя можно пренебречь
по сравнению с объемом и весом, которыми обладают другие части кон-
струкции, ибо, как выше было найдено, ежесекундно потребуется испа-
рять всего лишь несколько десятков граммов жидкого водорода (для
подачи 1000 кг топлива), что при низкой температуре кипения водорода
может легко осуществляться, например, в незначительном объеме корот-
кого трубопровода от хранилища жидкого водорода к газовому конден-
сатору (см. рис. 1). При этом вполне достаточно омывать испаритель
снаружи топливом.
В рассматриваемом для определенности конкретном случае потре-
буется 9 кг жидкого водорода, которые займут ~ 130 л вследствие своей
малой плотности *.
Вес аккумулятора давления составляет 15% от веса топлива. В слу-
чае применения сжиженного газа получили вес в 3% от того же веса
топлива, т. е. в пять раз более легкую конструкцию.
Насколько большой получается при этом выигрыш в дальности
полета РЛА'можно убедиться на следующем примере. Возьмем два РЛА,
из которых первый снабжен аккумулятором давления весом 150 кг,
а другой — агрегатом: хранилище Нгид — испаритель — газовый конден-
сатор весом 30 кг. Возьмем вес остальных частей конструкций РЛА оди-
наковым, а именно, кг:
1. Вес топлива............ 1000 3. Оболочка РЛА.............140
2. Полезный груз..........Ю0 4. Водород Н2 itq............... 9
* Хотя азот обладает большей плотностью в жидком состоянии (0,81), чем водо-
род (0,07), однако объем хранилища для водорода оказывается все же меньше (130л),
чем для азота (154 л), что при равном внутреннем давлении дает и меньший вес кон-
струкции.
61
5. Насосы, трубопроводы и арма- 6. Моторы (2 шт.) с системой
тура ..........................25 охлаждения.....................30
Для первого РЛА получаем полный вес 1304+150=1454 кг, чему
соответствует отношение массы топлива к остальной массе РЛА — = 2,2.
Для второго РЛА получаем вес 1334 кг и —=3,0. Для —=2,2 мае-
77^2
совый коэффициент полезного действия ракеты составляет Я = 60,5%, а
для — =3,0 имеем п —63,5%.
m2
М
Если в этом РЛА подавать топливо сжатым азотом, то —=
/из
1000 . - _
= =1,5. В том же случае, если применить сжиженный азот вме-
сто Н2 nq, то получим — = 2,0.
/Й4
Конечная скорость первого РЛА по израсходовании всего запаса
топлива составит (для наклонного взлета в среде тяготения без учета
сопротивления атмосферы)
а для второго РЛА имеем
где с — скорость истечения; g— ускорение -силы тяжести;/? — ускорение
РЛА; 0 — угол взлета. Взяв отношение определим во сколько раз
во втором случае получается большая конечная скорость РЛА, чем
в первом:
Следовательно, дальность полета РЛА во втором случае будет боль-
ше (если пренебречь сопротивлением воздуха) почти в полтора раза:
(1,2)2=1,44.
Изложенного достаточно, чтобы признать подачу топлива по схеме:
хранилище жидкого газа — испаритель — газовый конденсатор — редук-
торы давления — холодный газовый насос, наиболее выгодной и совер-
шенной среди тех способов подачи топлива, которыми в настоящее вре-
мя располагает ГДЛ.
Этот способ при пользовании водородом, как выше было показано,
позволяет достигнуть —=3, чему соответствует конечная скорость РЛА
/и
(без учета сопротивления атмосферы) по формуле
<о=с In Г— 4-11 [1--— sin 81 .
Lm JI R J
Положив — =3; /?=4,5g; 0=45°, имеем Vmax=l,17 с,т. e. при азоттет-
m
роксидтолуоловом топливе vmax=3800 м/с, чему соответствует дальность
полета РЛА, начиная с момента прекращения работы ракетного мотора
(израсходования топлива), без учета увеличения дальности вследствие
€2
кривизны поверхности Земли, уменьшения силы земного тяготения с уда-
лением РЛА от поверхности Земли и планирующего спуска РЛА
л sin 23 «
. -------- = 1500 км.
g
Это дальность, соответствующая пути, проходимому РЛА вне атмосферы.
Время работы ракетных моторов , где Р — истинное ускорение
РЛА (равнодействующая g и /?). Для угла взлета в 45° и R=4,5g,
^4g. Тогда /=100 с.
За это время РЛА успеет пройти путь $=-^у^=160 км, которому
соответствует горизонтальная дальность s2=160-cos 45э=114 км
и высота Ai=160’Sin45°=114 км.
Таким образом, даже часть (по крайней мере половина) пути мотор-
ного полета совершается в столь разряженных слоях, что для скоростей
движения порядка 1—4 км/с сопротивлением в них воздуха можно пре-
небречь. Так, уже через ~40 с с момента старта РЛА достигнет высоты
в 30 км, где плотность атмосферы составляет менее 1%. Полная даль-
ность отвечает: 1) пути, проходимому РЛА во время работы ракетного
мотора; 2) свобЪдпому полету РЛА, начиная с момента израсходования
топлива на высоте до понижения РЛА в нисходящей ветви траекто-
рии до той же высоты и 3) планирующему спуску РЛА под небольшим
углом, благодаря чему дальность, отвечающая спуску, может быть
положена по крайней мере утроенной дальности, соответствующей взлету
под мотором.
Тогда полная дальность составит приблизительно 2000 км без учета
сопротивления атмосферы в течение первых десятков секунд взлета, без
учета увеличения дальности вследствие кривизны поверхности Земли
и вследствие уменьшения силы тяготения с высотой. Уменьшение на
высоте 400—500 км, где будет лежать вершина траектории РЛА, в рас-
сматриваемом случае составит ~ 13% (более точное решение см. «Эле-
менты механики ракетного полета»).
•Определенный выше порядок величины дальности полета РЛА
на азоттетроксидтолуоловом топливе при условии применения нового
метода подачи топлива совместно с холодным газовым насосом пока-
зывает преимущество этого метода перед старым.
При подаче топлива с помощью заряжания особой камеры не зара-
нее сжатым газом, а какими-то химическими веществами, которые, взаи-
модействуя друг с другом, в нужный момент выделяют потребное коли-
чество газов (Б. С. Петропавловский), уступает изложенной выше схеме
заряжания камеры сжиженным газом по следующим причинам. Реак-
ции, сопровождающиеся обильным газовыделением и, одновременно
выделением некоторого количества тепла, хорошо известны прикладной
химии (например, горение порохов). Однако эти реакции не сопровож-
даются полным переходом исходных веществ в газообразное состояние,
если принято (из соображений безопасности), что температура продук-
тов реакции ниже 100° С*. Обычные продукты этих реакций (СО, СО2>
N2, О2ит.д.) обладают большим удельным весом, что утяжеляет систему
подачи топлива. Установка жё, позволяющая получить в требуемом коли-
честве газообразный водород путем соответствующей химической реак-
ции, во всяком случае менее рациональна, чем применение сжиженного
водорода по предлагаемой схеме.
* Если принять допустимую температуру продуктов реакции выше 100° С, то для
подачи высококипящих компонентов топлива пороховые устройства пригодны.
63
ПОДАЧА ТОПЛИВА В К. СГ. РМ (ПРОДОЛЖЕНИЕ П-е) *
(1931 г.)
Из разобранных до сих пор систем подачи в к.сг. РМ топлива наилуч-
шей оказалась схема: хранилище Н2пч — испаритель — газовый конден-
сатор — редукторы давления — холодный газовый иасос — РМ.
Замечу, что качество системы подачи топлива в РМ определяется
исключительно весом при заданном давлении подачи и количестве пода-
ваемого в единицу времени вещества. Чем легче система, тем она лучше.
Однако работающий в упомянутой схеме холодный газовый насос
весьма несовершенен. К.п.д. его можно значительно повысить, а следо-
вательно, и уменьшить вес всей системы, если не выпускать бесполезно
из него сжатый до давления подачи газообразный водород но вытеснении
последним топлива в РМ, а заставить его сгорать за счет подаваемого
окислителя, и наружу выпускать только отработанные продукты.
Рассмотрим это подробнее для насоса, подающего окислитель.
Известно, что смесь газообразных водорода и кислорода при взрыве раз-
вивает давление, в 10 раз превышающее начальное давление газа. Если
кислород заменен кислородным соединением азота, то это давление еще
несколько повышается.
Следовательно, если мы заполним только 0,1 часть'объема камеры
газового насоса смесью паров окислителя и водорода под давлением
подачи, а остальные 0,9 объема — жидким окислителем, то при взрыве
газовая смесь вытеснит окислитель в РМ, заняв после расширения весь
объем камеры насоса при давлении, равном начальному.
То, что объем, занимаемый водородом в камере насоса, будет мень-
ше 0,1 объема камеры (при заполнении 0,9-частей жидким окислите-
лем), имеет огромное значение, ибо показывает, что водорода требуется
по крайней мере в 10 раз меньше, чем в случае холодного газового
насоса. Это особенно ценно потому, что жидкий водород, который пред-
полагается использовать для облегчения конструкции (см. предыдущий
отчет), достать весьма затруднительно, не говоря о его стоимости.
Сгорание водорода по уравнению 2NO2+4H2=4H2O+N2 требует,
чтобы в состав взрывчатой смеси входило:
8%—Н2 |
92% -NO., J
по весу;
67%-Н2 |
33%-NO2 J
по объему.
Вместо 9 кг H2nq, потребных для подачи топлива в проектируемом РЛА
№ 2 ((о= 1000 кг), понадобится ~~ в0,б кг. То, что водород выгодно
применять в жидком состоянии даже в этом случае, следует из того, что
0,6 кг газообразного Н2 занимают при давлении 100 кг/см2 (при котором,
приблизительно, он будет храниться) объем в 67 л, в то время как в жид-
ком состоянии он займет всего 8,6 л, т. е. в 8 раз мсныпий объем.
Поскольку количество потребного водорода уменьшится в 15 раз,
то соответственно должен уменьшиться и вес агрегата (хранилище H2nq—
испаритель — газовый конденсатор), для которого (РЛА № 2) был най-
ол гт S 0,6.92 а п
ден вес в 30 кг. При этом будет израсходовано —— =6,9 кг азоттстрок-
8
сида. Эти 6,9 кг вместе с 0,6 кг и весом соответствующего агрегата
составят около 10 кг против 40 кг (вес Н2 и агрегата) в случае применения
холодного газового насоса. Не менее важным преимуществом этого спо-
соба является также в 15 раз уменьшенное потребление H2nq.
* Отчет ГДЛ, 15 февраля 1931 г., архив ГДЛ-ОКБ, он. № 1, ед. хр. № 12,
лл. 9—13. Публикуется с сокращениями.
64
Аккумулятор
давления
Редуктор
давления
4007'д кг см'г
Газообразный Водород
Топливный
. бак
Впрыскиваемый
компонент топлива
Взрывной
насос
Питательный клапан
к РП
Выхлопной клапан
Центробежная
форсунка
Рис. 1
Теперь достаточно сделать еще один шаг, чтобы убедиться, что
взрывные насосы Гемфри — Оберта являются еще более выгодными, чем
только что рассмотренный взрывной насос, питаемый водородом. Дей-
ствительно, заменим подающий водород каким-нибудь жидким горючим,
например, толуолом, пульверизируемым в камеру насоса на поверхность
окислителя. Так как удельный вес горючего в 10 с лишним раз больше
удельного веса Н2и«т (0,07), то во столько же раз будет меньше и зани-
маемый горючим объем. Если будем впрыскивать горючее под тем же
давлением ~в 100 кг/см2, то, понятно, для подачи в насос этого горю-
чего потребуется сравнительно незначительное количество сжатого водо-
рода.
Однако нет надобности подавать горючее в насос под давлением
в 100 кг/см2. Можно довольствоваться значительно меньшим давлением,
не достигающим и 10 кг/см2, что еще значительнее облегчит всю конст-
рукцию.
Окислитель из бака гонится в насос под давлением в 3 кг/см2 при
помощи сжатого газа из аккумулятора давления, впрыскивающего так-
же в камеру насоса порции горючего. В обоих случаях давление подачи
может быть одинаковым.
Схема подачи топлива с помощью взрывного насоса Гемфри — Обер-
та представлена па рис. 1. Если сравнить ее со схемой работы холодного
газового насоса на H2ug (см. предыдущий отчет), то заметим упрощение
на две конструктивные единицы, отчасти связанные с отсутствием при-
менения Н2цд, замененного Н2 газообразным, .так как его требуется
незначительное количество (повесу), по крайней мере для РЛА неболь-
ших дальностей. Так, в случае РЛА № 2 потребуется при этой схеме
менее 0,5 кг Н2. Понятно, что подобным же способом можно подавать
горючее, впрыскивая в насос окислитель по той же схеме.
Понятно, что продувка насоса Гемфри — Оберта не нужна. Зажига-
ние должно осуществляться при помощи свечи, питаемой от магнето,
приводимого в движение выхлопными газами насоса. Мощность, раз-
меры и вес потребного магнето могут быть совсем невелики. Вес может
быть не более 0,5 кг. Ввиду того, что выпуск газов из насоса не непре-
рывен, магнето полезно снабдить маховичком.
Известно, что в насосах с прерывистой подачей, как например в пор-
шневых или насосах Гемфри — Оберта (без воздушного колпака) нерав-
номерность подачи жидкости в трубопроводе очень велика, что, понятно,
вызовет пульсирующее горение в к.сг. РМ и опасные вибрации самого
?М, могущие разрушить всю конструкцию РЛА.
Можно надеяться, что в РЛА применение найдут только сдвоенные
3 1208 65
или строенные насосы с соответственно смещенными друг относительно
друга циклами работы.
Для ослабления опасных пульсаций, ударов жидкости, могущих раз-
рушить трубопрЪвод, применяются также, воздушные колпаки.
ПОДАЧА ТОПЛИВА В К. СГ. РМ
(ПРОДОЛЖЕНИЕ Ш-е) *
(1931 г.)
Изыскание наилучших способов введения в камеру сгорания реактивного
мотора компонентов топлива, горючего и окислителя, является одним
из основных вопросов, решение которых стоит в непосредственной
связи с возможностью использования в технике движущихся реактив-
ных аппаратов.
В связи с этим предлагались различные принципы и схемы подачи
топлива в мотор (см. предыдущий отчет «Подача топлива в к.сг. РМ»).
Среди них особого внимания заслуживает предложение К. Э. Циолков-
ского подавать топливо из бака в к.сг. при помощи давления, создавае-
мого в к.сг. продуктами горения топлива, т. е., используя работу самого
взрывания (см. К. Э. Циолковский «Исследование мировых пространств
реактивными приборами», Калуга, 1914, стр. 14).
Однако известны только две технические попытки применить в про-
ектах этот принцип подачи топлива. Первая — это подача с помощью
инжектора, использующего давление в к.сг. РМ (описание и схемати-
ческие чертежи, см. К. Э. Циолковский «Исследование мировых прост-
ранств реактивными приборами», Калуга, 1914; Н. А. Рынин, «Теория
реактивного движения», Ленинград, 1929). Другая попытка (см. заявку
№ 90302/6098 на изобретение инженера Б. С. Петропавловского) отли-
чается от первой тем, что отводимые из к.сг. продукты горения исполь-
зуются на приведение в действие поршневого насоса.
Использование поршневого насоса в данном случае имеет опреде-
ленное преимущество перед инжектором или центробежным насосом
ввиду простоты и легкости конструкции, с одной стороны, и, с другой,—
высокой его экономичности.
Мощность насоса (в л.с.), потребная для накачивания 1 кг топлива,
равна
ц75
где
\р — давление в к. сг, кг/см2;
ii]—к. п. д. насоса.
Приняв р=100 кг/см2, т]=0,7, получаем мощность насоса на каждый
килограмм накачиваемого топлива, равную 20 л. с. Этот же килограмм
развивает в к.сг., даже если топливо малотеплотворно, как например,
азоттетроксидтолуоловое, 7260 л. с. Действительно, если термический
к.п.д. РМ равен 70%, то используется с 1 кг 1260 ккал, что дает 7260 л. с.
Таким образом, на работу накачивания в к.сг. будет тратиться ~'72бо~
=0,3% энергии, выделяющейся в к.сг. мотора. В случае более калорий-
ного топлива эта выгодность еще больше возрастает.
Применяя две пары насосов без холостого хода с одним распреде-
лительным механизмом для насосов окислителя и другим — для насосов
горючего, согласно схеме рис. 1 и 2, при условии, что рабочие ходы каж-
дой пары несколько перекрывают друг друга в мертвых точках, можно
добиться непрерывной, достаточно равномерной подачи топлива за все
время работы РМ.
* Отчет ГДЛ, 15 августа 1931 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 12,
лл. 14—16. Публикуется с сокращениями.
66
I — Насос для горючего
Д — Насос для окислителя
Рис. 2
Насосы горючего и окислителя
следует располагать друг против
друга по диаметру (рис. 2). Такое
расположение насосов «звездой»
является наиболее удобным в кон-
структивном отношении. Соедине-
ние РМ с большим числом насосов,
чем четыре, вряд ли оправдает себя.
На рис. 3 изображен подвешен-
ный кардаино агрегат, состоящий
из РМ с четырьмя насосами, соеди-
ненными с РМ «звездой». Подача
топлива в пасосы из баков произво-
'Рис. 3
дится через карданные кольца, сде-
ланные с этой целью полыми.
Ходы поршней в различных цилиндрах (противоположных) должны
быть рассчитаны так, чтобы не вызывать при перемещении поршней
смещения центра тяжести (ц.т).. Иными словами, разность их ходов
должна составить 180°, т. е. перекрытие ходов должно быть минималь-
но необходимым для действия насосов.
Следует отметить, что применение описываемых насосов может
иметь место только в соединении с РМ типа ОРМ № 3, отличающимся
самоустанавливающимся постоянным давлением в к.сг. при всех измене-
ниях подачи топлива в к.сг. Действительно, в случае соединения этих
насосов с обычным РМ (например, ОРМ№1, ОРМ№2) случайное изме-
нение давления в к.сг. во время работы РМ, например, увеличение его,
повлечет увеличение подачи топлива, что еще больше будет поднимать
давление в к.сг., пока РМ не разорвет. И, наоборот, случайное умень-
шение давления в к.сг. приведет к угасанию его.
Так как рассчитывать на идеально равномерное горение топлива
в РМ не приходится, то становится очевидной необходимость примене-
ния ОРМ № 3, позволяющего также осуществить наклонный взлет РЛА
с постоянным ускорецием, что недостижимо с РМ другой конструкции.
Можно думать, что способы подачи топлива в РМ сжатым газом
из аккумулятора давления для небольших РЛА и описанными поршне-
3*
67
Рис. 4. ОРМ-А *
* Чертеж № 390,1931 г., архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед. хр. Ns 5, лл. 1—3.
В 1931 г. был построен по схеме Б. С. Петропавловского и испытан В. П. Глушко
экспериментальный' двигатель ОРМ-А, состоявший из поршневого насосного агрегата,
приводившегося в действие продуктами сгорания порохового реактивного двигателя,
в котором в течение нескольких секунд сжигался заряд шашек нз бездымного тротил-
пироксилинового пороха. Насосы делали рабочий ход и нагнетали в камеру сгорания
воду (см. «Альбом конструкций ЖРД», М., 1958, с. 24).
68
выми насосами для больших РЛА дальнего действия являются наиболее
практичными и ценными для ГДЛ.
Подача топлива из баков в насосы должна происходить с помощью
сжатого газа, выходящего через манодетандер из небольшого аккуму-
лятора давления. Давление подачи в насос должно определяться из
потребной скорости наполнения насосов и гидродинамического сопротив-
ления току жидкости к насосу. Это давление будет порядка нескольких
кг/см2. Заполнять насосы засасыванием при атмосферном давлении
неудобно ввиду недостаточной быстроты заполнения цилиндра. В случае
же вылета РЛА в сильно разреженные слои атмосферы насосы совсем
не будут работать.
Такие образом, подача в насос сжатым газом необходима. Такая
система подачи позволяет подавать в РМ и сжиженные газы.
ТОПЛИВО ДЛЯ РЕАКТИВНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ
И ИНЫХ АППАРАТОВ *
(1930 г.)
ЗАЯВОЧНОЕ СВИДЕТЕЛЬСТВО № 78851/5304, 14 ноября 1930 г.
В настоящее время считается общепризнанным, что для реактивных лета-
тельных аппаратов наиболее целесообразным является применение в ка-
честве горючего жидких углеводородов, обладающих наряду с высокой
теплопроизводитсльностыо также большим удельным весом.
Большинство исследователей, разрабатывающих конструкции реак-
тивных летательных аппаратов, предлагают использовать запас горючего
для охлаждения самого двигателя, так как обычное в моторах охлаж-
дение водой было бы сопряжено со значительным увеличением мертвого
груза.
Известно также, что для достижения большой дальности действия
аппарата и увеличения его коэффициента полезного действия необходимо
стремиться к получению возможно большей величины отношения веса
топлива к весу самого аппарата с полезным грузом (до четырех единиц).
Указанные соображения побуждают при выборе горючего из бесчис-
ленного ряда жидких углеводородов останавливаться на таких из них,
которые наряду с высокой теплопроизводительностью обладают сравни-
тельно большим удельным весом и имеют высокую точку кипения.
Из таких веществ были, например, предложены бензин, бензол и др.
Настоящее изобретение имеет целью получение жидкого горючего
для реактивных летательных аппаратов, обладающего при.той же тепло-
производительности большим удельным весом и более высокой точкой
кипения, чем все предлагавшиеся до сих пор сорта жидкого горючего.
Этот эффект достигается, согласно изобретению, растворением в толуоле
или ксилоле нафталина, удельный вес которого равен 1,145 и точка
кипения 217,9° С. При изготовлении насыщенного раствора нафталина
в толуоле и ксилоле получаем данные, приведенные в таблице.
Теплотворная же способность нафталина практически не отличается
от таковой же для толуола и ксилола.
Предмет патента:
1. Топливо для реактивных летательных и иных аппаратов, харак-
теризующееся применением в качестве горючего раствора нафталина
в толуоле или ксилоле.
2. Горючее согласно п. 1, отличающееся тем, что нафталин вводится
в количестве, близком к потребному, для насыщения раствора.
Таблица
Горючее Удельный вес Температура кипе- ния, °C Примечание
Толуол 0,866 110,5 . —
Ксилол 0,879 114 —
Насыщенный раствор нафталина в толуоле 0,917 110,5-217,9 Перегоняется на всем указан- ном интервале температур
Насыщенный раствор Нафталина в ксилоле 0,958 144-217,9 То же
Дело ГДЛ, 6 ноября 1930 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 11, лл.9—11.
ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ОТНОСИТЕЛЬНЫХ
РАЗМЕРОВ СОПЛА НА ВЕЛИЧИНУ РЕАКТИВНОЙ
СИЛЫ *
(1930 г.)
Целью настоящего исследования было опытное определение влияния
длины сопла на работу порохового ракетного двигателя. Последний
состоял из стальной цилиндрической камеры, снабженной стальным ко-
ническим соплом. В камере помещался заряд, состоящий из нескольких
пороховых цилиндрических шашек с центральным каналом. Размеры
шашек: наружный диаметр 46 мм, диаметр цилиндрического канала 6 мм,
высота 55 мм.
Шашки применялись обычного состава (тротил-пироксилиповыс),
изготовления пороховой мастерской ГДЛ.
Свойства пороха следующие:
Высшая теплопроизводительность.......................... 899,6 кал/кг
Низшая теплопроизводительность.......................... 822,5 кал/кг
Объем продуктов горения................................. 770,4 л
Температура горения ................................... 2310°С
Сила пороха............................................./«==91 000 кгм/кг
Коволюм................................................а=0,93
Состав продуктов горения: СОг— 14,3%; СО — 51,4%; Н2О — 19,2%;
N2- 15,1%.
Все шашки были оклеены стопинпой тканью. Заряд воспламенялся
с помощью запала из измельченного кордита. Зажигание производилось
электрозапалом, введенным в камеру через сопло.
Во избежание выбрасывания шашек газами через сопло, между
зарядом и соплом помещалась стальная диафрагма.
Реактивная сила и давление в средней части камеры записывались
одновременно с помощью пружинных регистраторов на закопченной лен-
те, наклеенной на вращающийся барабан. Полученная запись фиксиро-
валась спиртовым раствором шеллака, промерялась компаратором, затем
вычерчивалась в увеличенном виде на миллиметровой бумаге, после чего
площадь диаграммы измерялась планиметром.
На рис. 1 изображена диаграмма опыта № 14. Верхняя кривая пред-
ставляет изменение во времени реактивной силы Р, а нижняя — давле-
ния в камере р.
При производстве опыта двигатель устанавливался соплом вверх.
На рис. 2 изображена установка в собранном виде.
* Отчет ГДЛ, 16 декабря 1930 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 13; опубли-
кован в сборнике РНИИ «Ракетная техника», вып. 2, 1937 г., стр. 114—124. Публи-
куется с сокращениями.
71
Камера укреплена на тарели регистратора
реактивной силы. Между тарелью регистратора
и его основанием видна пружина, обжимающая-
ся под действием силы реакции. Это обжатие
Капера БдСоп
г р
Пружины <1 /л
I "м
1=147
D=36,7
От
45-6 ,
~55-----5й/Л>
Запал 9 г кордита
Рис. 2
Рис. 1
записывается на барабане с помощью пера, прикрепленного к основа-
нию прибора. Перо неподвижно, запись производится благодаря пере-
мещению барабана, прикрепленного на кронштейне к реактивной каме-
ре. На этом же барабане производится запись давления в камере. Реги-
стратор давления, устроенный по тому же принципу, что и регистратор
реактивной силы, выполнен в виде трубки, содержащей пружину и об-
жимающий ее поршень. Эта трубка расположена вертикально и сооб-
щается с камерой коленом. На рис. 2 регистратор давления виден меж-
ду барабаном и камерой.
В тех случаях, когда барабан был неподвижно укреплен на станине
регистратора реактивной силы, запись реактивной силы на барабане про-
изводилась с помощью пера, укреплявшегося на корпусе регистратора
давления в одной плоскости с пером этого регистратора, что упрощало
работу с прибором. В этом случае перо регистратора давления записы-
вало на барабане сумму перемещений под действием обеих пружин.
При обработке диаграмм это обстоятельство учитывалось путем вычи-
тания ординат кривой реактивной силы из ординат кривой, записанной
пером регистратора давления.
Барабан приводился во вращение пружинным механизмом и имел
скорость вращения 33,5 мм/с. В камеру ввернуты крешерный манометр
и предохранительный клапан (см. рис. 2, слева).
Было произведено 24 сжигания с коническим соплом, имевшим плав-
ную область втекания и диаметр критического сечения dK=ll,7 мм. Угол
при вершине- конуса составлял 10°. Вначале бралось сопло с диаметром
выходного сечения с?а=48 мм, чему отвечает отношение daldv=4,1. После
каждых шести сжиганий сопло укорачивалось со стороны выходного
отверстия до меньшего значения отношения daldK. Исследование работы
сопла (производилось при двух зарядах шашек, подобранных. таким
образом, чтобы при одном из них среднее давление рСр в камере состав-
ляло около 50 кг/см2, а при другом — около 100 кг/см2.
Для получения рСр= 100 кг/см2 потребовался заряд весом 0,885 кг,
состоящий из шести шашек указанного выше размера, воспламеняемый
навеской кордита 9 г. Заряд укладывался в два ряда по три шашки
в каждом. Для рСр=50 кг/см2 употреблялся заряд весом 0,740 кг, обра-
зуемый пятью шашками того же размера, и воспламенитель в 6 г кор-
72
дита. Таким образом, полный вес порохового заряда, принятого для
получения среднего давления около 100 кг/см2, составлял 0,894 кг
и, соответственно, для 50 кг/см2 — 0,746 кг. Внутренний объем употреб-
лявшейся камеры до критического сечения сопла составлял 3270 см3.
С каждым зарядом при данном daldK производилось по три сжига-
ния. Полученные в результате этих опытов данные приведены в табл. 1.
В табл. 2 даны средние результаты каждых трех сжиганий, отвечающих
одинаковым условиям, с указанием среднего отклонения.
Таблица 1
№ опыта А мм G. кг ^тах» КГ/СМ* 'ср, t кг/см2 кг «с/см 6 сек р шах> кг Кг Ри кг/кг/сек
1 4,10 48,0 0,894 205 85,2 115 1,35 353 139 211
2 4,10 48,0 0,894 216 101 109 1,07 340 149 178
3 4,10 48,0 0,894 205 88,2 115 1,30 347 141 205
4 4,10 48,0 0,746 102 56,4 79,0 1,40 174 88,7 167
5 4,10 48,0 0,746 122 52,8 83,4 1,58 197 92,8 197
6 4,10 48,0 0,746 115 53,8 69,9 1,30 186 92,0 160
7 3,14 36,7 0,894 231 95,7 86,1 0,90 390 181 181
8 3,14 36,7 0,894 212 82,2 107 1,30 340 138 201
9 3,14 36,7 0,894 214 82,7 99,2 1,20 374 147 197
10 3,14 36,7 0,746 112 64,5 74,2 1,15 170 95,0 146
11 3,14 36,7 0,746 109 59,5 75,0 1,26 262 103 174
12 3,14 36,7 0,746 121 68,4 85,5 1,25 205 95,6 160
13 2,31 27,0 0,894 257 145 ПО 0,76 358 183 157
14 2,31 27,0 0,894 191 88,8 102 1,15 306 152 195
15 2,31 27,0 0,894 179 77,2 96,5 ‘ 1,25 306 148 207
16 2,31 27,0 0,746 85,0 40,0 59,2 1,48 167 85,6 170
17 2,31 27,0 0,746 85,0 43,0 55,5 1,29 120 60,6 113
18 2,31 27,0 0,746 109 63,2 59,4 0,94 155 90,0 ИЗ
19 1 11.7 0,894 292 125 93,9 0,75 304 116 97,3
20 1 11,7 0,894 252 116 99,8 0,86 243 107 103
21 1 11,7 0,894 231 121 104 0,86 254 112 107
22 1. 11,7 0,746 128 60,0 79,2 1,32 152 77,2 137
23 1 11,7 0,746 122 64,2 91,8 1,43 90 38,4 73,6
24 1 11,7 0,746 119 64,4 74,1 1,15 97,5 48,0 74,0
Для удобства выводов и построения различных зависимостей в даль-
нейшем за основу взяты данные табл. 2.
В третьем столбце табл. 2' приведены значения перепада давлений
Palp ср в двигателе, обусловленные размерами сопла da!dv. Значения
перепада вычислялись по известной в термодинамике зависимости
Значение показателя политропы принято равным 1,2, как обычно
принимают для порохов.
73
</,. = 11,7; /„«=08; d=10°
Таблица &
№ опыта ла X Рд Рср а, кг /, с ^тах> кг/см3 ^Срэ кг/см2 Ра* кг/см* 7, кг-с/см1 р шах» кг Рср> кг Рц кг/кг/сек 2/) м/с т>е
1-3 4,10 6,4-10-3 0,894 1,24±0,11 209 ±5 92 ±7 0,59 113 ±3 347 ±4 143±4 198 ±13 1940 0,55
4—6 4,10 6,4-10*3 0,746 1,43±0,10 133±4 54±1 0,35 77 ±5 186±8 91 ±2 175 ±15 1720 0,43
7-9 ЗД4 1,4-10-2 0,894 1,13±0,16 219±8 87 ±6 1,22 97 ±4 368 ±19 1эо ± 18 194 ±7 1900 0,53
10-12 3,14 1,4-10-2 0,746 1,22 ±0,05 114±5 64 ±3 0,90 78 ±5 192 ±15 98 ±4 160 ±9 1570 0,35
13-15 2,31 3-10-2 0,894 . 1,05±0,20 209 ±32 104±28 3,12 103±5 323±23 161 ±15 186 ±20 1820 0,48
16-18 2,31 3-10-2 0,746 1,24±0,20 93 ±10 49±10 1,47 о8 ±2 147 ±18 80 ±10 132 ±25 1290 0,24
19-21 1,00 . 0,56 0,894 0,82±0,05 258 ±22 121 ±3 67,8 99 ±4 267 ±25 111 ±3 102 ±4 1000 0,15
22-24 1,00 0,56 0,746 1,30±0,10 123 ±3 63±2 35,3 81 ±7 113 ±26 54 ±15 95 ±28 930 0,13
Система обозначений:
— диаметр критического сечения сопла» мм;
da — диаметр выходного сечения сопла, мм;
/к — площадь критического сечения сопла, см2;
fa — площадь выходного сечения сопла, см2;
G — полный вес порохового заряда, кг;
Ртах — наибольшее давление в камере, кг/см2;
рг р — среднее давление в камере, кг/см2;
рк — давление в критическом сечении сопла, кг/см8;
t - время горения заряда, сек;
—импульс давления, кг «сек/см2;
ртах“” наибольшая реактивная сила, кг;
Рср— средняя реактивная сила, кг;
Pi - импульс реактивной силы, отнесенный к одному кг заряда,
кг • сек/кг;
и - приведенная скорость истечения продуктов горения, м/с;
i)*— эффективный к. п. д. двигателя;
g — ускорение силы тяжести, м/сек2;
£*—механический эквивалент тепла (427 кг • м);
Яи-низшая теплопроизволителыюсть 1 кг пороха.
Зная Ра/Рср, определяем давление ра в выходном сечении сопла, так
как значения рСр берутся из опыта.
К.п.д. двигателя обычно определяется как отношение живой силы
продуктов сгорания к потенциальной химической энергии топлива:
е GHUE 2gEHa
Имея в виду, что средняя тяга, получаемая при сгорании одного
килограмма топлива (пороха), составляет
/>!=— и,
получаем u—gPi (1)
р2 р2
и (2)
е s2EHa 87,QHa к
С помощью этих выражений вычислялись значения и и т]е, приведенные
в табл. 2.
Следует иметь в виду, что точное выражение для тяги, получаемой
с одного килограмма топлива, имеет вид
где ро — давление окружающей среды. Поэтому скорость, вычисленная
по формуле (1), будет отвечать действительной лишь в тех случаях, когда
Ра=-Ро, Т. е. когда располагаемый перепад давлений po/Рср используется
полностью и тяга создается лишь за счет кинетической энергии струи.
В других случаях формула (1) дает приведенную скорость истечения,
которая имела бы место в действительности, если бы тяга создавалась
лишь за счет кинетической энергии продуктов сгорания.
Так как для употреблявшегося бездымного пороха Яи = 822, то
Т]„ ==--1 .
е . 87,0.822 71500
Это выражение показывает, какая часть потенциальной химической
энергии пороха превращается в тяговое усилие, независимо от того, соз-
дается ли тяга исключительно за счет кинетической энергии струи или
частично за счет статического давления (случай, когда Ра^Ро)-
Описываемые опыты проведены автором в 1930 г. в Газодинамиче-
ской лаборатории.
ВЫВОДЫ
1. При изучении полученного материала сразу бросается в глаза разно-
образие результатов опытов, поставленных в одних и тех же условиях.
Причина этого, в основном, лежит в неоднообразии горения пороха, что
подтверждается значительным колебанием времени сгорания заряда (до
20%), и, отчасти, в несовершенстве регистрирующих приборов. Ошибки,
вводимые обработкой диаграмм, можно исключить из рассмотрения
(ввиду их малости по сравнению с вышеуказанными).
Отклонения от средних значений импульса реактивной силы Pi до-
стигают в одном случае 30% (опыты 22—24) и в другом — 20% (опыты
16—18). В остальных опытах отклонения для Р± колеблются в пределах
3,6—10,7% (см. табл. 2).
2. На рис. 3 представлено изменение реактивного импульса и вычис-
ленной по его значениям скорости истечения в зависимости от отноше-
75
76
ния djdv для обоих зарядов (0,894 кг и 0,746 кг). Верхняя кривая соот-
ветствует большему заряду.
Характер кривых соответствует их виду, предсказываемому теорией.
Можно думать, что только небольшое увеличение daldK сверх 4 единиц
(примерно до 5,0—5,5) может иметь практический смысл, но при усло-
вии, что приращение тяги с избытком будет компенсировать утяжеление
сопла.
Как видно из табл. 2, при daMt=4,I, dK=H,7 мм и рс₽=92 кг/см1
скорость истечения немного не достигает 2000 м/с, (1960 м/с). Можно
думать, что скорость истечения, равная 2000 м/с, является в принятых
нами условиях опыта для тротил-пироксилинового пороха предельной.
3. На диаграмме (рис. 4) представлена зависимость между импуль-
сом давления и отношением da]dK. Импульсы давлений взяты вместо
среднего давления в камере сгорания с той целью, чтобы исключить
по возможности влияние различных режимов горения пороха (время сго-
рания заряда).
Хотя на диаграмме имеет место значительный разброс точек, можно
думать, что искомое влияние daldK на /1, а следовательно, и на рСр отсут-
ствует. Указание на это имеется также и со стороны других многочис-
ленных опытов, проведенных в ГДЛ инженерами Лангемаком и Петро-
павловским.
4. На рис. 5 изображены две кривые, дающие значения к.п.д. при
разных dJdK. Верхняя кривая соответствует среднему давлению в камере
сгорания, равному примерно 100 кг/см2 (G=0,894 кг), нижняя — сред-
нему давлению около 50 кг/см2 (G=0,746 кг).
Из того, насколько кривая для большего заряда идет выше кривой,
отвечающей меньшему заряду, получаем важный вывод, что к.п.д. в весь-
ма большой степени зависит от давления в камере сгорания даже при
одном и том же сопле. Надо думать, что значительное падение к.п.д.
с уменьшением среднего давления в камере стоит в прямой связи с умень-
шающейся скоростью горения. Отсюда вывод, что давление не должно
быть малым и вообще, чем оно больше, тем совершеннее используется
заряд.
При значениях da/dK от 2,5 и выше и рСр= 100 кг/см2 т|е имеет значе-
ния выше 0,5, а в опыте 1 достигает значения 0,62 (см. табл. 1, Pi=
=211 кг/кг/с).
ТЕПЛОИЗОЛЯЦИЯ ДЛЯ КАМЕР СГОРАНИЯ
РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ *
(1930 г.)
Как известно, величина тепловых потерь в камере сгорания реактивного
снаряда или аппарата может достигать значительной величины. В связи
с этим и рассматривается употребление защитного термоизоляционного
слоя, огнеупорность которого отвечает рабочей температуре внутри к.сг.
Применение термоизоляции оказывается, поэтому выгодным для
реактивных снарядов на порохе со стальной к.сг. и необходимым для
реактивных снарядов на порохе с кольчугалюминиевой камерой сгора-
ния (дальнобойные снаряды на бездымном порохе), ибо нагрев кольчуг-
алюминия выше 200° С нежелателен и может быть опасен независимо от
потери тепловой облагороженности вследствие невысокой температуры
плавления (650° С) и вытекающей отсюда размягчаемости материала
уже при сравнительно небольшом нагревании.
Температура горения пироксилинового пороха порядка 2300°С
и, благодаря кратковременности сгорания заряда (не более 1—1,5 с),
подобрать изоляцию, которая не оплавлялась бы в этих условиях, воз-
можно. Ниже приведены рецепты изготовления подобных изоляций, ока-
завшихся по испытании вполне практичными.
Иначе обстоит дело в случае изоляции к.сг. реактивного двигателя
на жидком топливе (РМ). В этом случае температура продуктов горения
в камере сгорания должна достигать, примерно, 3000° С, поэтому подбор
соответствующего огнестойкого теплоизоляционного материала пред-
ставляет весьма большие затруднения.
Уголь и графит, температура плавления которых достигает 3600—
3700° С, в нагретом состоянии в соприкосновении с воздухом сгорают.
Кроме того, они не обладают достаточной прочностью (см. например
опыты Г. Оберта).
Так называемый силит (продукт обработки угля в парах кремния),
известный как углерод, не сгорающий в раскаленном состоянии при
соприкосновении с воздухом, также выгорает при температурах, доходя-
щих до 2000° С.
Карбиды также представляют собой раствор в металле или метал-
лоиде углерода. Вследствие этого при нагревании, если доступ воздуха,
а тем более кислорода, к изоляции из карбида открыт, растворенный
металл или металлоид улетучиваются, а углерод выгорает. В результате
изоляция разрушается при температуре более низкой, чем температура
ее плавления (см. опыты с карборундом д-ра Россмана — ассистента
Кранца).
♦ Отчет ГДЛ, 19 декабря 1930 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 14.
78
Итак, применение углерода (графита) и карборунда (SiC — выгора-
ет при температурах, больших 1600° С) не даст желаемого эффекта,
ввиду неизбежного выгорания углерода при тех высоких температурах,
которые будут иметь место в камере сгорания ракетных моторов. Надо
полагать, что по этой же причине вообще никакие карбиды не могут
использоваться в качестве облицовки полости камеры сгорания, куда
(о чем забывать не следует) будет вводиться окислитель. Это весьма
неприятно, ибо известны карбиды, обладающие очень высокой темпера-
турой плавления, например тантал-карбид и ниобий-карбид плавятся
при 3840° С.
Так как искать высокоогнеупорные теплоизоляции можно только по
двум направлениям: по линии карбидов и по линии окисей элементов,
говорить об использовании оказывается возможным только для окисей,
среди которых первое место надо отвести окиси циркония ZrO2 (темпе-
ратура плавления 2950°С), а затем окиси магния MgO (температура
плавления 2800° С).
Таким образом, наиболее подходящими веществами являются эти
два окисла. Необходимо будет испытать их непосредственно в ракетном
моторе. До тех пор дать какие-либо заключения по вопросу о возмож-
ности термоизоляции к.сг. ракетного мотора не представляется воз-
можным.
Можно отметить только, что надежная (в механическом и химиче-
ском смысле) теплоизоляция для к.сг. РМ весьма желательна как упро-
щающая конструкцию РМ (отсутствие или упрощение сложной системы
охлаждения) и позволяющая лучше использовать топлива с низкой тем-
пературой кипения, в частности, сжиженные газы.
Условия, которым должна удовлетворять искомая термоизоляция,
следующие:
1 и 2. Теплоизоляционная способность и огнеупорность. Если рабо-
чая температура в к.сг. ниже температуры плавления изоляции, то теп-
лопроводность изоляции должна быть возможно меньшей. В том же
случае, если температура плавления изоляции ниже рабочей темпера-
туры в к.сг., для сохранения изоляции необходимо, чтобы последняя
обладала некоторой теплопроводностью, не позволяющей температуре
нагрева изоляции достигать температуры ее плавления. Этим условием
определяется и огнеупорное качество изоляции.
3 и 4. Механическая и химическая прочность на всем интервале тем-
ператур, в котором придется работать теплоизоляции.
5. Наименьшие коэффициенты сжатия и термического расширения
(при сушке нанесенного слоя и обжиге в к.сг.) во избежание разруше-
ния изоляции, начинающегося с растрескивания.
6. Наименьший вес всей изоляции (не удельный вес) при прочих
равных условиях.
Желательны, кроме того, легкость и дешевизна изготовления. Спе-
цифические требования, вызываемые условиями работы и предъявляе-
мые искомой изоляции, следующие:
7. Прочное приставание к металлической поверхности.
8. Отсутствие растрескивания при первом обжиге, который и явля-
ется рабочим. Кроме того, этот обжиг характеризуется практически
мгновенным (ударным) повышением температуры от нормальной до мак-
симальной.
С точки зрения удовлетворения приведенным выше условиям
и определялась пригодность той или иной теплоизоляции. Достаточно изо-
ляции не соответствовать хотя бы одному из поставленных условий, что-
бы она была забракована.
Для того, чтобы сделать возможным использование тугоплавких
веществ, находящихся обыкновенно в порошкообразном состоянии, при-
79
ходится употреблять связывающие вещества, обычно жидкие. Удачный
подбор этого связывающего вещества играет решающую роль при полу-
чении термоизоляции. При этом на долю связывающего вещества падают
особо тяжелые требования, указанные в пунктах 3, 4, 5, 7 и 8. Это веще-
ство должно быть по возможности тугоплавким, теплоизоляционным,
химически стойким, эластичным при сушке, не должно бояться резких
изменений температур, образовывать однородную смесь с порошкооб-
разной основой, хорошо пристающую к металлу.
В качестве основных компонентов изоляции исследованию подверг-
лись:
1. Асбест листовой 7. Шамот
2. Асбест, очески 8. Гипс
3. Асбест, мука 9. Тальк необожженный
4. Паронит листовой 10. Тальк обожженный
5. Декстрин 11. Окись магния
6. Каолин 12. Окись циркония
В качестве связывающих веществ исследовались:
1. Вода 4. Цемент+вода
2. Растворимое натровое стекло 5. Декстрин+вода
3. Глина сырая+вода 6. Шамотная масса (2 части ша-
мота+1 часть глины) + вода.
Таблица 1
1 Шамотная мука (ш. м.) +сырая гли- 22 CaSO4+a. м.+р. с.
на+вода 23 CaSO4+a. м.+вода
, 2 Ш. м.+декстрин+вода 24 Тальк необожженный+р. с.
3 Ш. м.+растворимое стекло (р. с.) 25 Тальк обожженный+MgO+p. с.
4 Ш. м.+сырая глина+декстрин+ 26 Тальк обожженный+каолин обож-
+вода женный+р. с.
5 Ш. м.+цемент+вода 27 Тальк обожженный+р. с.
б Асбест листовой (приклеивался де- кстрином на воде) 28 MgO+p. с.
7 Асбест листовой (с двух сторон по- 29 MgO+шамот+сырая глина+во да
крытый асбестовой мукой на р, с.) 30 MgO+вода
8 ; Асбест листовой (покрывался асбе- 31 MgO+цемент+вода
’стовой мукой с внутренней стороны) 32 MgO+декстрин+вода
9 Асбест листовой (покрывался асбе- стовой мукой с внешней стороны) 33 (MgO+p. с.) и с внешней стороны покрывался слоем асбестовых очесок
10 Асбестовая мука (а. м.) на воде 34 (MgO+p. с.) и с внешней стороны
11 А. м. на р. с. покрывался слоем листового асбеста
12 ; А. M.+MgO+вода 35 MgO+асбестовые очески+р. с.
13 А. м.+MgO+p. с. 36 MgO+асбестовая мука+р. с.
14 • Асбеститы на воде 37 MgO+CaSO4+p. с.
15 Асбест очески на р. с. 38 MgO+CaSO4+p. с.+вода
16 Паронит (приклеивался с помощью 39 MgO+CaSO4+вода
слоя р. с.) 40 MgO+шамотная масса+р. с.
17 Паронит (приклеивался с помощью MgO+p. с.) 41 MgO+шамотная мука+асбестовая мука+р. с.
18 Паронит (приклеивался с помощью а. м.+р. с.) 42 MgO+обожженный каолин+р. с.
19 Са504+вода 43 MgO+обожженный каолин+асбе- стовая мука+р. с.
20 CaSO*+декстрин+вода 44 ZrO2+p. с.
21 CaSO4+p. с. 45 ZrO2+MgO+p. с.
80
В табл. 1 приведен перечень 45 комбинаций вышеуказанных компо-
нентов, образовывавших различные изоляции. Причем каждая из этих
комбинаций исследовалась при различных процентных количествах
входящих в нее веществ. Так, всего было произведено 165 опытов.
Метод исследования этих изоляций (насколько они удовлетворяют
приведенным выше требованиям) состоял в следующем.
Исследуемый слой, обычно в тестообразном состоянии, наносился
на опытную металлическую пластинку. При этом определялась легкость
нанесения состава на металл, быстрота высыхания слоев различной тол-
щины, гигроскопичность после сушки, сжатие слоя (испытание на раст-
рескивание) при сушке изоляций различной толщины, механическая
прочность слоя до обжига, но после сушки опять-таки для различных
толщин и, наконец, влияние состояния металлической поверхности
(в смысле чистоты и формы) на покрытие ее изоляцией и на механиче-
скую прочность получившегося слоя.
Если исследуемый состав выдерживал все эти испытания, то под-
вергался дальнейшим. С опытной металлической пластины откалывался
кусок изоляции и подвергался обжигу в пламени спиртовой горелки
(~ 1000° С). При этом исследовалось поведение изоляции в отношении
вспучивания при быстром прогревании — испытание на содержание
пузырьков воздуха.
Наконец, выдержавший испытание состав изготовлялся в большом
количестве и наносился на внутреннюю металлическую поверхность
стальной реактивной камеры, соответствующим образом высушивался
и подвергался окончательному и решающему испытанию посредством
сжигания в этой камере порохового заряда. В качестве последнего
служили шашки из тротил-пироксилинового пороха ГДЛ, продолжи-
тельность горения которых составляла, в среднем, 1 с. К каждому заряду
обычно прибавлялось некоторое количество черного пороха и кордита
(запал), благодаря.чему температура, развивающаяся в реактивной
камере, несколько превышала температуру горения тротил-пироксили-
нового пороха (^2300° С), однако только в начале горения заряда.
В результате таких испытаний из числа приведенных в табл. 1 соче-
таний оказались пригодными ТОЛЬ- Таблица 2
ко следующие:
Причем из них только такие
составы, компоненты которых вхо-
дят в строго определенных количе-
ствах, указанных в табл. 3.
1 MgO 4-обожженный тальк 4-р.с.
2 MgO 4-обожженный каолин4-р. ‘с.
3 ZrO24-p. с.
4 ZrO24-MgO4-p. с.
Таблица 3
1 Изоляция-154 (цвет белый) 26,0% MgO+17,0% обожженного талька+ +57,0% р. с.
2 Изоляция-151 (цвет светло-коричневый) 22,7% MgO+22,7% обожженного каолина+ +54,6% р. с.
3 Изоляция-139 (цвет светло-серый) 66,5% ZrO2+33,5% р. с.
4 Изоляция-145 (цвет белый) 33,5% ZrOj+16,5% MgO+50,0% р. с.
Способ изготовления этих изоляций состоял в следующем. Брались
исходные продукты: MgO и ZrO2 в виде тончайшего химически чистого
(purum) порошка. Каолин брался глуховецкий, очищенный от железо-
содержащих соединений и других нежелательных примесей, и подвер-
гался обжигу при температуре по конусу Зегера № 15 (1435°С). После
этого каолин приобретал чисто белый цвет. Затем он измельчался
в ступке и просеивался через сито с мельчайшими ячейками для полу-
81
чения обожженного каолина в виде тончайшего порошка. Аналогично
получался обожженный тальк, имевший светло-коричневый цвет.
Окись циркония бывает различного качества и чистоты, благодаря
чему и температура ее плавления колеблется, обычно, в интервале 2700—
2950° С. Поэтому желательно брать наиболее чистый продукт.
Растворимое стекло бралось натровое, хотя, можно думать, калие-
вое могло бы оказаться более полезным. Чистота растворимого стекла
также желательна химическая, однако, за неимением р.с. — purum, все
исследования проводились на техническом растворимом стекле.
Порошкообразные компоненты теплоизоляции, взятые в соответст-
вующих количествах, смешивались тщательно всухую в ступке, после
чего добавлялось на весах потребное количество растворимого стекла.
Затем все это растиралось до получения однородной тестообразной массы
без каких-бы то ни было крупинок или комков. Консистенция свеже-
изготовленной теплоизоляции обычно довольно велика, ибо содержание
в ней растворимого стекла приблизительно соответствует тому его мини-
мальному количеству, которое необходимо для придания массе тесто-
образного состояния.
Полученная таким образом масса наносилась пальцами на металли-
ческую поверхность со стороны, непосредственно подверженной действию
высокой температуры. При этом следовало весьма плотно наносить слой
массы, как бы «втирая» его в металлическую поверхность для прочного
приставания слоя и во избежание воздушных пузырьков, могущих при
сушке или обжиге вздуться большими буграми и пузырями, разрушаю-
щими изоляцию.
Нанесенный слой заглаживался либо слегка смоченными водой паль-
цами, либо также смоченным водой деревянным гладким стержнем. Этот
стержень с уширенным полусферической формы концом давал возмож-
ность заглаживать изоляцию в камере сгорания в области втекания.
Заглаженный слой, как показали опыты, значительно меньше оплав-
ляется или вообще не оплавляется. Кроме того, незаглаженный слой,
находящийся в области втекания, выносится через сопло, в то время
как гладкий совершенно не нарушается.
Вообще нужно заметить, что в наиболее тяжелых условиях прихо-
дится работать той части изоляции, которая, находясь в области втека-
ния к.сг., помимо высокой температуры подвержена механическому
воздействию быстро движущихся газовых масс.
Нанесенный и заглаженный слой подвергался затем сушке на воз-
духе при нормальной температуре не менее суток, после чего сушка
продолжалась при температуре в 50—60° С в течение, по крайней мере,
10 ч. Время указано для толщины изоляции, не превышающей 1,5 мм.
С увеличением толщины изоляции время сушки также возрастает. Так,
слой толщиной в 2 мм желательно сушить при повышенной температуре
не менее 15 ч.
Высушенный указанным способом слой годен для употребления.
Этот слой нельзя назвать заметно гигроскопичным, но он, безусловно,
впитывает в себя влагу воздуха, поэтому после долгого хранения перед
употреблением его полезно подвергнуть вторичной сушке при повышен-
ной температуре. В случае надобности свежевысушенный слой можно
предохранить от влияния влаги, покрывая тончайшим защитным слоем
соответствующего вещества.
Приготовленная теплоизоляционная масса довольно быстро сохнет
по причине большой густоты, ввиду чего ее изготовлению необходимо
предпослать подготовку металлической поверхности, подлежащей
покрытию.
Опыты показали, что состояние этой поверхности (чистота
ее и форма) в значительной мере определяет качество получающейся
82
изоляции, а именно прочность последней (приставание к металлу, отсут-
ствие воздушных пузырьков). Внутри камеры, покрываемой составом,
желательно всемерно избегать острых углов, так как они вызывают рас-
трескивание изоляции при сушке. Чем толще наносимый слой, тем
сильнее, это явление сказывается, чем труднее получить его безупречным,
тем более внимательно необходимо отнестись к его изготовлению, тем
осторожнее должна быть сушка, чтобы он не растрескивался. Обычная
толщина исследовавшихся изоляций составляет 1,5—2,0 мм. Однако
исследовались и более тонкие и более толстые изоляции (до 5 мм).
Отмечу, что отклонения при изготовлении изоляции от указаний
табл. 3, превышающие!—2%, почти неизбежно вызовут неудачу. Равным
образом, несоблюдение хотя бы одной из вышеуказанных мер и предо-
сторожностей может повлечь за собой неприятности.
Посуда, в которой ведется приготовление теплоизоляции, не должна
быть металлической, так же как и песты, шпатели и пр., во избежание
переноса в массу частичек металла.
В некоторых опытах изоляцией покрывались также и сопловые
диафрагмы (со всех сторон), употребляющиеся при сжигании пороховых
шашек. Однако эта изоляция настолько сильно оплавлялась и выноси-
лась газами в сопло, что от теплового изолирования диафрагмы при-
шлось отказаться.
Интересно то, что после сжигания теплоизоляционный слой настолько
прочен, что удаляется с большим трудом (обычно резцом) после суточ-
ного отмачивания в воде.
Остальные типы изоляции из числа приведенных в табл. 1 были
забракованы, как неудовлетворяющие приведенным в начале требо-
ваниям. Так, асбест сильна оплавляется (в шарики) с поверхности даже
при кратковременном сжигании (~1 с). Перечислять в кратком отчете
причины браковки каждого вида изоляции с разными вариантами содер-
жания тех или иных компонентов было бы слишком долго. Подробные
указания по этому поводу см. в журнале опытов ГДЛ с оп. 1003 по
оп. 1370*.
* На теплоизоляцию для камер сгорания реактивных двигателей автором получе-
ны заявочное свидетельство № 82830/5652, 3 февраля 1931 г. и патент № 1024,
кл. 62-В-37. Архив ГДЛ-ОКБ, on. Ns 1, ед. хр. № 11. лл. 12—14, 19, 36.
ПОДБОР ОГНЕУПОРОВ ДЛЯ КАМЕР СГОРАНИЯ
РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ *
(1930—1933 гг.)
При работе ракетного двигателя в камере сгорания обычно развиваются
столь высокие температуры, что для уменьшения тепловых потерь и для
защиты материальной части от разрушающего действия высокой темпе-
ратуры является необходимость употреблять в числе прочих возможных
средств защиты изоляцию из малотеплопроводных веществ.
В этих условиях неохлаждаемые камера сгорания и сопло двигателя
при отсутствии теплозащиты разрушаются, плавясь и сгорая, приводя
двигатель в негодность в течение первых же секунд его работы.
На рис.** показан опытный ракетный двигатель, испытывавшийся
на жидком кислороде и бензине и проработавший примерно 5 с.
На рис.*** показан двигатель, работавший около 10 с. Возле расплав-
ленной камеры видны полуразрушенные крешерный манометр и авиа-
свеча СС5а.
При столь высокой температуре не могут употребляться металлы
без теплоизолирующей облицовки,- если только они не подвержены весьма
интенсивному охлаждению. Это справедливо и для самых тугоплавких
металлов, температура плавления которых близка к 3000° С или даже
выше, как например, тантал (2800°С), вольфрам (3370°С), молибден
(2567° С), так как при сильном нагреве они сгорают в кислороде.
Так как искать высокоогнеупорные теплоизоляции можно только
по четырем направлениям: по линии карбидов, нитридов, боридов
и по линии окисей элементов, говорить об использовании оказывается
возможным только для окисей, среди которых первое место надо отвести
окиси циркония ZrO2 — температура плавления 2950° С, и затем, окиси
магния MgO — температура плавления 2800° С.
Возможны два способа покрытия двигателя изнутри теплоизолирую-
щим покровом. Теплоизоляционная масса может наноситься на металли-
ческую поверхность камеры и сопла в тестообразном состоянии с после-
дующей сушкой, или же из теплоизоляционной массы может изготав-
ливаться и обжигаться отдельно от двигателя футеровка, форма которой
должна позволять вставлять ее внутрь двигателя.
Оба эти способа имеют преимущества и недостатки. Нанесение
изоляции на металлическую поверхность в тестообразном состоянии дает
полную свободу в выборе внутреннего очертания двигателя без необхо-
димости делать его разъемным по участкам, без чего готовую футеровку
* Отчет РНИИ, архив АН СССР, разр. 4, оп. 14, дело № 137, лл. 1—47,
Публикуется с сокращениями.
** См. рис. '16 на стр. 154.
*** См. рис. 16 «а стр. 1154.
84
не удалось бы завести на место.
Кроме того, для обжига нанесенной
изоляции не требуются громоздки?
печи, так как обжиг может произ-
водиться каким-либо упрощенным
способом внутри двигателя. С дру-
гой стороны, отдельно изготовлен-
ная теплоизоляция может быть
лучше обожжена в печах и потому
должна быть более прочной. Нане-
сение изоляции в тестообразном со-
стоянии непосредственно в двига-
тель является новой проблемой, ре-
шение которой связано с преодоле-
нием трудностей, возникающих при
изыскании путей получения меха-
нически и термически стойкого
СЛОЯ. 'Рис. 1
В поисках способов изготовле-
ния теплоизоляций для ракетные
двигателей автор остановился на теплоизоляции, наносимой на защи-
щаемую стенку в тестообразном состоянии *.
Огнеупоры, выдержавшие это испытание, именно, не растрескав-
шиеся, не вздувшиеся, нс расплавившиеся, не сгоревшие и не смытые
газами, считались пригодными для использования в пороховых ракетных
двигателях. '
Целью дальнейших испытаний огнеупоров являлось определение
пригодности их для использования в ракетных двигателях на жидком
топливе. Те составы, которые успешно выдерживали все перечисленные
выше испытания, подвергались дальнейшим испытаниям с помощью
пламени кислородно-ацстиленовой автогенной горелки и, затем, непос-
редственно в камере сгорания ракетного двигателя, работавшего
на жидком кислороде в качестве окислителя и жидких углеводородах
(бензины, керосины, толуол, бензол и т. п.) в качестве горючих.
С учетом диссоциации продуктов горения и величины давления в ка-
мере сгорания порядка нескольких атмосфер температура горения рас-
сматриваемого топлива составит около 3000—3500° С в зависимости
от коэффициента избытка окислителя и качества смешения компонентов
в двигателе.
Распределение температур вдоль пламени автогенной сварочной
кислородно-ацетиленовой горелки показано на рис. 1, из которого
мы видим, что на определенном участке температура пламени выше
3000° С, что отвечает температурным условиям, имеющим место в ракет-
ном двигателе.
Выбор в качестве источника высокой температуры пламени свароч-
ной горелки произведен с той целью, чтобы по возможности приблизить
условия образования и физико-химический характер пламени к тем усло-
виям, которые имеют место в реактивном двигателе.
Действительно, использование в качестве источника высокой темпе-
ратуры вольтовой дуги, имевшее, например, место в опытах Оберта,
привело к ложным выводам. Графит, будучи испытан в пламени вольто-
* Далее в тексте приводится описание 48 испытанных рецептур керамических
теплоизоляций, отличающихся от описанных в табл. 1 на стр. 80 тремя дополнитель-
ными составами, образованными каустическим магнезитом с насыщенным водным раст-
вором хлористого магния без добавлений и с окисью магния или обожженным каоли-
ном. Предварительно покрытия подвергались испытаниям по методике, указанной на
стр. 81, завещающимися проверкой на стойкость в камере сгорания двигателя на
шашечном бездымном пироксилино-тротиловом порохе.
85
вой дуги, показал отличную огнестойкость. Когда же Оберт выложил
им изнутри двигатель, то во время работы на кислороде и бензине графит
выгорел.
В результате таких испытаний оказались пригодными только
следующие: *
1. MgO-j-обожженный тальк+р.с.
2. MgO+обожжснный каолин+р.с.
3. ZrO2+p.c.
4. ZrO2+MgO+p.c.
5. Каустический магнезит+насыщенный водный раствор MgCl2.
6. Каустический магнезит+насыщенный водный раствор MgCh-j-
4-обожженный каолин.
Высушенный указанным образом слой годен для употребления.
Для него не требуется обжига, например, пороховым зарядом, так как,
будучи правильно изготовлена и нанесена, изоляция не должна растрес-
каться или вспучиться при первом обжиге, который может быть рабо-
чим. Тем не менее, такой обжиг способен только улучшить изоляцию,
придав ей механическую прочность, и потому может рекомендоваться.
Изготовление изоляций № 5 и 6, являющихся разновидностью цемента
Сореля, много проще, чем первых четырех. Превращенный в пудру
каустический магнезит в таком виде или будучи смешанным с обожжен-
ным каолином, MgO замешивался с насыщенным водным раствором
MgCl2 в определенных весовых отношениях до образования тестообраз-
ного состояния. Полученная масса наносилась на металлическую поверх-
ность, после чего высушивалась при нормальных условиях (темпера-
тура, влажность) в течение одних суток. При этом имело место не просто
испарение содержащейся влаги, а происходил процесс схватывания
смешанных компонентов в результате химической реакции. После суточ-
ной сушки изоляция пригодна для употребления.
Если необходимо нанести на металлическую поверхность слой
изоляции большой толщины, то тестообразную массу можно наносить
в несколько приемов. Для равномерного покрытия*толстым слоем изоля-
ции внутренних стенок камеры сгорания оказалось удобным употреблять
деревянный пуансон или разъемную деревянную болванку. После того,
как камера покрыта от руки слоем изоляции, болванка, будучи введена
в камеру с некоторым давлением и с соблюдением центровки, выдавли-
вает излишек изоляции, который тут же удаляется, и придает изоляции
геометрически правильную форму. Величина зазора между болванкой
и стенками камеры определяет толщину изоляции. Болванка перед
введением в камеру покрывалась бумажной облицовкой, выполненной
по форме болванки и не приклеивавшейся к ней (для легкости удаления
болванки после затвердевания изоляции). Болванку целесообразно
убрать из камеры после некоторого затвердения изоляции, чтобы облег-
чить ей соприкосновение с воздухом. Иногда после удаления болванки
на поверхности изоляции обнаруживаются раковины — слёдствие обра-
зования воздушных пузырей. Если раковины незначительные и их не
больше одной — двух, они замазывались изоляцией того же состава.
Обычная толщина исследовавшихся изоляций, предназначавшихся
для пороховых двигателей, составляла 1,5—2,0 мм. Однако исследова-
лись и более тонкие и более толстые изоляции. Испытывавшаяся изоля-
ция для двигателей па жидком топливе имела толщину от 5 до 16 мм.
Нанесение изоляции больших толщин несколькими слоями не всегда
давало благоприятные результаты.
Описываемые опыты были проведены автором в Газодинамической
лаборатории в 1930—33 гг. Все перечисленные огнеупоры, заисключе-
* Далее описывается способ изготовления, нанесения и сушки первых четырех
изоляций.
86
пнем содержащих каустический магнезит, были испытаны в 1930 г.,
причем испытания оканчивались в .пороховом ракетном двигателе.
РЕЗУЛЬТАТЫ ИСПЫТАНИЙ
1. В результате испытаний 48 комбинаций веществ, указанных выше,
каждая из которых исследовалась при различных процентных количест-
вах входящих в пес веществ, были выделены только такие составы,
компоненты которых входят в строго определенных количествах, указан-
ных в табл. 1.
Таблица 4
Состав по весу Цвет
154 26% MgO+17% обожженного талька+ +57% Р. С. Коричневый
151 22,5% MgO+22,5% обожженного каолина+ +55,0% Р. С. Белый
139 66,5% ZrO2+33,5% Р. С. Серый
145 33,5% ZrO2+16,5% MgO+50,0% Р. С. Белый
215. 70% К. м. +30% насыщенного водного раство- ра MgCl2 Розовый
198 33% К. м. + 33% обожженного каолнна + 34% насыщенного водного раствора MgCl2 Белый
* Номером изоляции пришг/ порядковые номер того опыта, при котором впервые была по-
лучена данная изоляция.
Неправильные сушка, нанесение изоляции могут привести к тому,
что изоляция нужного состава растрескается или покроется пузырями
при работе двигателя.
Остальные изоляции были забракованы, как неудовлетворяющие
приведенным требованиям. Одни из этих составов плохо покрывали
металл, другие — растрескивались или вспучивались при сушке, третьи —
ие высыхали, а наоборот, увлажнялись при хранении и т. п. В резуль-
тате отбора по перечисленным признакам пригодности к испытанию кис-
лородно-ацетиленовым пламенем и в двигателях было допущено лишь
около десятка изоляций.
2. Перечисленные в п. 1 изоляции оказались пригодными лишь
для защиты камеры сгорания. При покрытии стенок сопла они вымыва-
лись газами, так как их шероховатая поверхность представляла значи-
тельное сопротивление. Кроме того, усиленный теплопереход от газов
к стенкам сопла приводит к расплавлению изоляции в этом месте.
Для покрытия сопла необходима теплоизоляция большой механической
прочности с тщательно отшлифованной поверхностью. Покрытие изоля-
ции тугоплавкой глазурью также способствовало бы удовлетворительной
работе сопла.
Возможно, что применяя длительный и спокойный обжиг массы
после нанесения ее на внутреннюю поверхность сопла, удалось бы при-
дать ей достаточную механическую прочность. Однако подобные опыты
не ставились.
Для изоляции сопла наиболее пригодной была бы сплавленная огне-
упорная масса, отличающаяся большой крепостью и способностью
хорошо полироваться. Теплопроводность такой изоляции может меняться
в известных пределах в результате сплавления ее с металлами.
Таким образом, настоящее исследование касается лишь подбора
огнеупоров для камер сгорания двигателя. При этом также необходимо
87
иметь в виду, что в наиболее тяжелых
условиях приходится работать части
изоляции, примыкающей к соплу, кото-
рая, находясь в области втекания га-
зов в сопло, помимо высокой темпера-
туры, подвержена механическому воз-
действию быстро движущихся газовых
масс. Опыты показали, что изоляция с
шероховатой поверхностью, нанесенная на стенки камеры, примыкаю-
щие к соплу (так называемая область втекания), также выносится газа-
ми и оплавляется, если она тщательно пе заглажена -при приготовлении.
3. Было проведено несколько опытов по использованию в качестве
изоляции листового асбеста. Для этого камера сгорания смазывалась
изнутри тонким слоем тестообразного магнезиального состава (MgO
на ЫагБЮз), к которому приглаживался прессованный листовой асбест
толщиной в 1,5 мм, заранее вырезанный по форме камеры и также
смазанный с одной стороны тем же склеивающим веществом. Нанесение
производится очень легко и быстро.
Употреблявшаяся камера сгорания порохового ракетного двигателя
снаряжалась шашками ПТП 26-6-49* в количестве 18 шт., таким обра-
зом, вес заряда составлял 0,720 кг. На рис. 2 показано устройство этого
двигателя.
После сжигания асбест, не бывший очень плотно спрессованным,
оказывался выпученным в верхних слоях, обращенных внутрь камеры,
что вероятнее всего может быть объяснено расширением нагревшегося
воздуха, находившегося в прослойках листа асбеста, после падения
в камере давления, т. е. после окончания горения. В очень тонком слое,
обращенном внутрь камеры, асбест спекался (/?л = 1500° С). На сопло-
вой диафрагме местами был виден налет расплавленного и спекшегося
асбеста.
При горении заряда асбест выносился газами через сопло в виде
мелких оческов, плавающих в воздухе. Асбест вырывался газами из той
части изоляции, которая находилась в области втекания, где шероховатая
поверхность асбеста представляет значительное сопротивление движу-
щемуся газу.
4. Образцы плиток, полученных из различных составов, помещались
в пламя спиртовой горелки с температурой около 1000° С. При этом,
иногда, наблюдалось следующее явление: масса в поверхностном слое
кое-где начинала вздуваться пузырями, затем из пузыря с шипением
выходила струйка воздуха, сдувая часть пламени в сторону язычком.
Содержащийся в изоляции воздух приводит к разрушению изоляции
как при сушке, так и при обжиге, поэтому при изготовлении изоляции
и нанесении ее необходимо всячески избегать внесения в массу воздуха,
образования воздушных пузырей. Чем толще наносимый слой, тем труд-
нее этого достичь. Правильно изготовленная изоляция, указанного
в табл. 1 состава, не вспучивается при обжиге в пламени.
Испытания в пламени спиртовой горелки изоляций, содержащих
в качестве связывающего вещества декстрин, показали их непригод-
ность для высоких температур, так как декстрин выгорал, и изоляция
разрушалась.
5. Изоляции, нанесенные на стенки камер сгорания пороховых двига-
телей, подвергались воздействию при многократном сжигании порохового
заряда (до пяти). Повторные обжиги, как правило, не уменьшали проч-
ность изоляций. Наблюдалось лишь сильнее выраженное оплавление
поверхностного слоя. После обжига изоляция становилась прочной
* Пироксилино-тротиловые пороховые цилиндрические шашки размерами: наруж-
ный диаметр 26 мм, диаметр центрального канала 6 мм. высота 49 мм.
88
и сбивалась мелкими кусками с большим трудом. Обычно слой удалялся
резцом на станке, после суточного отмачивания в воде.
Теплоизоляционный слой размягчается в воде в случае нарушения
поверхностной оплавленной плепки, так как обжигу (ввиду его кратко-
временности) подвергается лишь эта наружная пленка. Отбитый с каме-
ры после обжига кусок слоя изоляции имел мелкопористую структуру.
6. Для определения порядка величины теплопотери через стенки
в пороховом ракетном двигателе были применены грубо приближенные
замеры теряющегося количества тепла по повышению средней темпера-
туры массы камеры и сопла двигателя. Замер температуры производился
с помощью термометра в нескольких точках.
Цилиндрическая камера весила в собранном состоянии 6,0 кг. Крити-
ческий диаметр сопла 14,2 мм. Заряд состоял из шашек ПТП размером
29-6-40 в количестве 18 шт. Вес заряда 18-0,040= 0,720 кг. Теплопроиз-
водительность 1 кг пороха 822 ккал. При столь кратковременном горении
заряда можно было грубо оценивать минимальные значения теплопотерь,
как было указано. Результаты сведены в таблицу.
Таблица 2
№ по пор. Состав изоляции Толщина слоя, мм Теплопотери, %
1 Без изоляции — 7,2 среднее 7,6 о, 1
2 Без изоляции
3 MgO+Na2SiO3 1/3-1/2 4,7
4 MgO + NTa2SiO3 f 1-1,5 3,7
5 MgO+Na2SiO3 2 4,0
6 ш. M.+Na2SiO3 1,5-2 3,9
В опыте № 4 (табл. 2) вес изоляции составлял 0,17 кг при весе
камеры 5,2 кг, что составляет 3,2% от веса камеры или 2,8% от веса
всего двигателя.
Из табл. 2 видим, что испытывавшиеся две изоляции дают примерно
одинаковый эффект — вдвое понижая теплопотери, при толщине изоля-
ционного слоя ~ 1,5 мм.
7. Опыты, аналогичные описанным в п. 6, были проведены с той же
материальной частью, но с шашками ПТП размерами 26-6-49 в количе-
стве 18 шт. Вес заряда оставлен тот же: 0,720 кг. Вследствие уменьшения
толщины свода шашки с~^~ =11,5 мм до-------=10 мм, время горения
заряда уменьшилось примерно в том же отношении
-- =0,9, так как
11,5
величина поверхности заряда увеличена лишь на 3,3%, размер критиче-
ского сечения сопла оставлен без изменения, в то время как эти вели-
чины определяют давление в камере. Плотность заряжания оставлена
без изменения. Результаты приведены в табл. 3.
Отношение средних значений теплопотерь без изоляции, взятых
6 9
из табл. 2 и 3, составляет —’—= 0,9, что не отличается от отношения
7,6
времени горения заряда, полученного выше. Уменьшение времени горения
того же заряда вызывает уменьшение теплопотерь, причем величина
теплопотерь прямо пропорциональна толщине свода пороха, иначе
говоря, времени горения заряда.
Листовой асбест, толщиной в 1,5 мм, приклеивавшийся к стенкам
камеры замазкой из MgO-j-Na2SiO3, уменьшал теплопотери лишь с 6,9
89
до 4,6%, т. е. на 30%, в то время как составы (MgO-f-NazSiOs) и (ш.м.Ч-
Ч-НагБЮз) при той же толщине слоя уменьшали теплопотери на 50%
(см. табл. 2).
Таблица 3
№ по пор. Состав изоляции Толщина слоя, мм Теплопотери, %
1 Без изоляции 7,3 '
2 Без изоляции 6,9 С?Й«ее

3 Без изоляции — 6,4
4 Асбестовая мука+Ма25Юз 1,5 3,9
5 Асбестовая мука+Ма25Юз 2 3,8
6 Листовой асбест (приклеенный) 1,5 4,5
7 Листовой асбест (приклеенный) 1,5 4,5
8 Листовой асбест (приклеенный) 1,5 4,9
Асбестовая мука, замешанная на NagSiOs до получения тестообраз-
ного состояния, дает лучший эффект, чем листовой асбест.
8. Было произведено сжигание в той же материальной части шашек
ПТП размерами 45-6-57,5 в количестве 4 шт. при отсутствии изоляции.
Вес заряда 0,590 кг. Диаметр критического сечения сопла 10 мм. Давле-
ние в камере примерно то же, так как отношение поверхности всего
заряда к площади критического сечения сопла уменьшилось лишь
на 2,6% по сравнению с опытами, описанными в п. 6. Поэтому отноше-
ние времени горения заряда можно принять примерно равным отноше-
45 — 6
нию толщин свода пороха, т. е.
__2 19,5
29-6~11,5
2
Теплопотери же составили 11,4% против 7,6% опытов, описанных
в п. 6. Отношение теплопотерь составляет 1,5.
В действительности теплопотери были больше и за счет уменьшения
плотности заряжания, против опытов п. 6. Расхождение следует отнести
за счет грубой приближенности принятого упрощенного метода оценки
порядка величин теплопотерь.
9. В стальной камере ракетного порохового двигателя произведено
сжигание заряда из шашек 46-6-55 в количестве 5 шт., общим весом
в 0,750 кг. Вес камеры 35 кг. После сжигания заряда температура внеш-
ней поверхности камеры повысилась на 40’, что дает минимальное значе-
35-0,1-40-100 oo~nz „
ние теплопотери ——----------=22,7%. Столь высокое значение тепло-
822-0,750
потери в стенке камеры объясняется незначительной величиной плотности
заряжания против опыта, описанного в п. 8, когда теплопотери состав-
ляли лишь 11,4% при той же, примерно, продолжительности горения
заряда.
10. Дальнейшим этапом в испытании огнеупоров был обжиг ихкис-
лородно-ацетиленовым пламенем автогенной горелки. Для этого изоля-
ции наносились на одну сторону железного диска диаметром 150 мм при
толщине 10 мм и высушивались согласно установленным правилам
(см. выше). Вид сверху и сбоку изоляций, нанесенных на диск, дан
на рис. 3 и 4.
На нумерованные диски наносились следующие изоляции (состав
по весу):
90
Диск№ 1 (рис. 5): 23% —
MgO, 23% обожженного као-
лина, 54% р. с.; толщина слоя
~ 4 мм.
Диск- № 2 (рис. 5): состав
тот же; толщина слоя 2,5—
3 мм.
Рис. 3
Рис. 4
Рис. 5
Диски № 3 и № 4 (рис. 6): 18,5% MgO, 18,5% обожженного као-
лина, 6,5% асбестовой муки, 56,5% растворимого стекла; толщина слоя
^5 мм.
Фотография дисков после обжига приведена на рис. 7. На рис. 5 и 6
приведены крупным планом те же диски после обжига. Результаты
обжига таковы:
Диск № 1. Пламя нейтральное, сосредоточенное в среднем участке
изолированной поверхности диска. Температура пламени свыше 3000° С,
так как диск находился сейчас же за столбиком, образующимся у нип-
пеля горелки (см. рис. 1). Обжиг производился сразу пламенем указан-
ной температуры, сосредоточенным в одном участке, без предваритель-
ного подогрева изоляции. Тем не менее последняя не вздувалась и лишь
слегка кое-где растрескалась. По истечении трех — четырех секунд
•Рис. 6
Рис. 7
91
изоляция начала расплавляться и стекать в виде стеклообразной жидкой
массы молочного цвета, и вскоре проплавился весь слой.
Диск № 2. Изоляция того же состава обжигалась нейтральным
пламенем. Был взят ниппель горелки, дающий широкое большое пламя,
для получения равномерного прогрева поверхности изоляции. Темпе-
ратура пламени около 2500° С, так как изоляция находилась на расстоя-
нии 5 длин газовых столбиков от ниппеля горелки (см. рис. 1).Изоляция
держалась па пределе расплавления. Состояние поверхности вполне
удовлетворительное (см. рис. 5). Поверхностный слой оплавлен.
Диск № 3. Обжиг производился нейтральным пламенем при темпе-
ратуре около 2500° С. Изоляция оплавилась и растрескалась мелкой,
и редкой сеткой, но не вздулась и от диска не отстала.
Диск № 4. Обжиг нейтральным пламенем при температуре около
2700° С (на расстоянии 3 длин газовых столбиков от ниппеля горелки).
Оплавление изоляции более интенсивное, чем в предыдущем опыте.
Изоляция хорошо выдержала резкий нагрев, не растрескалась, не вспу-
чилась и не отстала от диска. Отдельное испытание показало, что
в пламени горелки в зоне температуры около 3000° С MgO расплав-
ляется.
iOa. Диск № 5 с изоляцией состава: 27,6% каустического магнезита,
27,6% MgO, 44,8% насыщенного водного раствора MgCl2; толщина
слоя ~3 мм.
Обжигался нейтральным пламенем автогенной горелки при темпе-
ратуре около 3000° С (см. центральный диск, рис. 7). С поверхности
изоляции при обжиге непрерывно откалывались и с треском отскакивали
маленькие кусочки, что сопровождалось довольно сильным запахом
хлора, выделявшегося вследствие разложения MgCl2 при высокой темпе-
ратуре. Ввиду этого непрерывного разрушения изоляции с поверхности
толщина изоляции при обжиге постепенно уменьшалась. При обжиге
на поверхности наблюдалось оплавление, по менее интенсивное, чем
в случае изоляций, содержащих растворимое стекло. Изоляция оплав-
лялась в мелкие шарики, которые сдувались пламенем во все стороны,
так что после обжига на поверхности изоляции следов оплавления
не обнаруживалось.
Диск с изоляцией: 67% каустического магнезита, 33% насыщенного
водного раствора MgCl2; толщина слоя ~6 мм, обжигался таким же
образом и с тем же результатом.
Ряд изоляций состава: каустический магнезит+насыщенный водный
раствор MgCl2, каустический магнезит+MgO-b насыщенный водный
раствор MgCl2 и каустический магнезит+обожженный каолин+насы-
щенный водный раствор MgCl2, толщиной от нескольких мм до 16 мм.
обжигался нейтральным пламенем при температуре около 3000° С. Пла-
мя сосредотачивалось в центре диска. Изоляция раскалялась в месте
нагрева и медленно прогорала. При .толщине слоя 10 мм изоляция
состава: 33% каустического магнезита, 33% обожженного каолина,
34% насыщенного водного раствора MgCl2 прогорал^ за 60 с (рис. 8).
Таким образом, в результате изложенных в этом параграфе работ,
испытывавшиеся изоляции должны быть признаны нестойкими при тем-
пературе около 3000° С. Однако в то время, как изоляции на раствори-
мом стекле при этой температуре расплавляются сразу, приходя в негод-
ность, изоляции на каустическом магнезите разрушаются с поверхности
достаточно равномерно и постепенно, со скоростью около 1 мм за 6 с,
что позволяет подобрать толщину слоя, обеспечивающую сохранность
конструкции в течение времени ее работы, которое измеряется лишь
десятками секунд.
При температуре горения бездымного пороха (2300° С) изоляция
на растворимом стекле достаточно устойчива и может работать длитель-
92
Рис. 8
Рис. 9
ные промежутки времени, превышающие время горения порохового
заряда.
' . 11. Изоляцией различных составов и толщиной от 5 до 10. мм облицо-
вывалась изнутри камера сгорания опытного реактивного двигателя
на жидком топливе *. Устройство двигателя показано на рис. 9. Так как
на течение процессов • в камере влияет лишь величина критического
сечения сопла, то для упрощения вместо конического сопла было взято
короткое цилиндрическое. Диаметр соплового отверстия составлял 15 мм.
Крышка с сопловым отверстием сделана из стали / с медной выкладкой 2
толщиной 8 мм для предупреждения расплавления во время работы.
Если крышку с соплом сделать сплошь стальными, то при запуске двига-
теля в течение нескольких секунд его работы сопловое отверстие раз-
горит.как показано на рис. 10 (справа крышки до опыта, слева — после
опыта).
Крышка и камера свинчивающиеся. Уплотнение между ними дости-
галось употреблением ножевого запора. Стальной кольцевой нож 3 ромби-
ческого сечения укладывался при сборке между крышкой и камерой 4,
врезаясь при свертывании их с одной стороны в медную облицовку
крышки, с другой — в медное плоское кольцо 5, вмазанное в изоляцию 6.
Располагая набором кольцевых ножей различных высот и диаметров
и затягивая крышку каждый раз с большим усилием, можно было дости-
гать плотности при большом числе сборок.
Форсунка 7 работала по принципу распыления топлива при подаче
через малые отверстия под большим давлением. По центральному каналу
форсунки поступало горючее (бензин), а по концентрическому каналу—
окислитель (жидкий кислород). Компоненты топлива поступали в фор-
сунку через штуцеры (8—окислителя, 9—горючего) и раздельно вводи-
лись в камеру сгорания, где и смешивались. Сопловые отверстия в рас-
пылительной шайбе 10 для горючего были просверлены под некоторым
углом, чтобы обеспечить смешение компонентов сейчас же по выходе
из форсунки.
• ОРМ-9.
93
Материал камеры и крышки — снарядная сталь с пределом упруго-
сти около 4000 кг/см2.
Топливо состояло из жидкого кислорода в качестве окислителя
и авиа- или авто-бензинов в качестве горючего. Зажигание производи-
лось с помощью шашки ПТП, воспламеняемой стопинной нитью или
электрозапалом.
Работа двигателя снималась киноаппаратом (кинамо Цейса, 25 м).
Съемка производилась вечером (рис. 11). Двигатель устанавливался
соплом вверх на цилиндрической подставке 11, крепившейся болтами
к плите 12 стола (см. рис. 9).
Результаты испытаний таковы:
а) изоляция состава: 70% каустического магнезита, 30% насыщен-
ного водного раствора MgC!^ вес 600 г, толщина слоя 10 мм. Двигатель
работал ровно в течение 20 с при давлении подачи 50 кг/см2, после чего
был остановлен. Давление в камере — несколько атмосфер. Верхняя
крышка (с медной облицовкой) была раскалена до оранжевого цвета,
в то время как камера, покрытая огнеупором, не дала даже цветов
побежалости, за исключением того места, которым она соприкасалась
с крышкой. Таким образом, температура наружной стенки камеры была
не выше 200° С. .
Осмотр показал, что огнеупор разрушался с поверхности, однако
разрушение не уничтожило и половины его толщины. В некоторых мес-
тах обнаружились раковины в массе огнеупора от воздушных пузырей,
образовавшихся при изготовлении и нанесении огнеупора на стенки.
В таких местах имело место усиленное разрушение. По возобновлении
огнеупора двигатель запускался вновь;
б) изоляция та же, только толщина ее составляла 5 мм при весе
300 г. Двигатель работал весьма ровно в течение трех минут. Давление
подачи постепенно уменьшалось в течение времени работы двигателя
с 55 кг/см2 до 35 кг/см2. Изоляция разрушилась с поверхности, но метал-
лические стенки еще не были обнажены *;
в) изоляция та же, что и в предыдущем опыте. Двигатель работал
в течение 45 с при давлении подачи 90 кг/см2. Изоляция разрушилась
с поверхности неравномерно. Наибольшее разрушение было в тех местах,
где производилась вторичная подмазка после ее нанесения и сушки,
когда были обнаружены раковины. Разрушения стали не произошло.
Камера прогрелась несравненно меньше, чем сопловая крышка;
г) изоляция состава: 22,5% окиси магния, 22,5% обожженного као-.
лина, 55,0% растворимого стекла; толщина слоя 5 мм. Двигатель работал
в течение 45 с при давлении подачи 60 кг/см2. Изоляция оплавилась
с поверхности. Значительного разру-
шения изоляции обнаружено не было.
Вследствие того, что после нанесения
изоляция не высушивалась в термоста-
те, после работы двигателя изоляция
дала несколько пузырей.
Рис. 10
Рис. 11
* На этом опыте присутствовал проф. В. П. Ветчинкин (1932 г.)
94
Другие испытания вы-
деленных изоляций в двига-
теле давали тот же резуль-
тат;
д) в качестве контроль-
ного было произведено ис-
пытание того же двигателя
без керамической изоляции.
В остальном условия испы-
тания были те же. Двига-
тель работал при давлении
подачи 20 кг/см2. По истече-
нии 15 с с момента пуска
медная облицовка сопла на-
чала разгорать, а через 20 с
камера сгорания в части,
расположенной под крыш-
кой, расплавилась и потек-
ла ручьями на плиту, на ко-
торой был установлен дви-
гатель.
Рис. 12
Рис. 13
На рис. 12 показан дви-
гатель после испытаний ряда изоляций, а на рис. 13 — он же после
запуска без огнеупора. ч
Опыты настоящего параграфа позволяют заключить, что испыты-
вавшиеся изоляции в двигателе оказались более стойкими, чем при испы-
тании автогенной горелкой. Этот результат можно объяснить тем, что
температура газов в камере была ниже, чем температура пламени
кислородно-ацетиленовой горелки, вследствие неполного смешения ком-
понентов.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Из числа рассмотренных комбинаций различных материалов удалось
выделить составы и найти наивыгоднейшие условия их приготовления,
при которых они оказываются пригодными для облицовки камер сгора-
ния пороховых ракетных двигателей и ракетных двигателей на жидком
топливе. Так как иные доступные окислители (HNO3, N2O4 и др.) раз-
вивают температуру горения более низкую, чем при кислороде с одним
и тем же горючим, то найденные огнеупоры могут быть использованы
и при этих окислителях.
Весьма желательны дальнейшие изыскания в этом же направлении
с целью разработки иных составов, более удовлетворительно решающих
поставленную задачу.
РАБОТА PM*
(1930 г.)
До сих пор во всех расчетах различных исследователей принималось,
что в течение всего времени работы РМ при взлете РЛА количество топ-
лива, подаваемого в эти моторы в единицу времени, неизменно. Это
равносильно тому, что реактивная сила Re, развиваемая РМ, остается
неизменной до полного израсходования топлива. С другой стороны, масса
РЛА непрерывно меняется, в общем случае от m-f-M до m-j-M', где
М'<М.
Очевидно, что ускорения, сообщаемые аппарату РМ в момент пуска
(f=/i)—Ri и в какой-то последующий момент —R', если рассмат-
ривать только эти силы, составят
t=t±
t=t'
(tn -J- М) R1 — Rc.
(m-]-M')R'=Rc.
На основании сказанного (m+Af)7?i = (m+Af')/?',
Оп + М')
откуда -L=———-.
J R' (m+M)
Для момента израсходования топлива (t=tK) АГ=0 и из полученной
выше формулы имеем
Af
т /?1
или RK=R. -I- 1
\ т
Получаем, что чем больше — , тем больше конечное RK против
начального Ri и именно во столькр раз, сколько составляет отношение
Mint, увеличенное на единицу.
Так, если для проектируемого РЛА
#i=5g, — =3,0, то /?K=5g(3+ 1) = 20 g.
тп
Ясно, что рассчитанная на 5g конструкция с незначительным запасом
прочности неминуемо будет разрушена. Пускать РЛА с небольшим уско-
рением, так подобранным, чтобы при окончании работы РМ оно не пре-
вышало дозволительные 5g, невыгодно, так как потребуется большая
затрата энергии на преодоление силы тяготения.
Более рациональными мерами представляются две следующие:
1) упрочнение конструкции из расчета повышенной нагрузки к концу
работы РМ, с утяжелением РЛА;
* Отчет ГДЛ, 28 декабря 1930 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. Ns 1, ед. хр. № 15,
лл. 1—10. Публикуется с сокращениями.
96
2) устройство переменной подачи топлива в к.сг. РМ.
Первая мера, понятно, нежелательна как уменьшающая дальность
полета или полезную нагрузку РЛА. Однако нужно иметь в виду воз-
можность использовать эту меру.
Регулировать реактивную тягу РМ можно путем изменения в каче-
стве или количестве (или в том и другом одновременно) подводимого
в мотор топлива. Изменять качество жидкого топлива (пропорцию вхо-
дящих в топливо компонентов) можно только в сторону ухудшения —
не полного сгорания, т. е. потерь, вследствие чего эта возможность
должна быть отставлена. Ясно, что 'количество жидкого топлива, пода-
ваемого в единицу времени, должно изменяться только в сторону его
уменьшения от некоторого максимального, соответствующего макси-
мально допустимому ускорению для конструкции и содержимого в мо-
мент старта, т. е. при полном весе (т-[-М) РЛА.
Это ускорение должно быть максимально допустимо большим
и постоянным при работе РМ на преодоление земного притяжения, что
вытекает из требования экономического расходования топлива.
Если мы соорудим РЛА с допустимым ускорением в 20g, то выгод-
нее наладить и для его РМ переменную подачу топлива так, чтобы конст-
рукция все время полета испытывала собственное ускорение в 20g
(истинное напряжение, испытываемое конструкцией РЛА, соответствует
ускорению несколько большему 20g, вследствие добавочной нагрузки,
создаваемой силами земного притяжения и сопротивления воздуха).
Таким образом, даже в случае утяжеления конструкции оказывается
весьма желательным применять переменную подачу топлива в РМ.
Иллюстрируем это примером. Относительная потеря при подъеме
РЛА с Земли, по сравнению с полетом в среде, свободной от тяготения,
выражается дробью g//? (если рассматривать вертикальный взлет). Так,
в случае полета РЛА с ускорением в 5g потеря составит =20%, если
5
же J?=20g, то потеря уменьшается до ——5%. При наклонном взлете
эти потери и разница между ними несколько сглаживаются. Так, если
РМ будут установлены под углом в 45° к горизонту, по потери
[g/R sin 45°) составят для /?=5g— 14,2%, а для ₽=20g — 3,5%.
Произвольно менять ускорение РЛА можно только тогда, когда это
изменение не влияет на использование топлива, т. е. при полете за атмо-
сферой, после завершения работы, необходимой для удаления от Земли
(когда «результат взрывания не зависит от порядка взрывания»1).
На основании сказанного нужно признать практическую целесооб-
разность полета РЛА в течение всего времени работы РМ при постоян-
ном допустимом максимальном ускорении, что требует переменную
подачу топлива в моторы.
Понятно, что с течением времени количество топлива, подаваемого
в моторы, должно как-то убывать соответственно расходу топлива или,
иными словами, соответственно изменяющемуся весу РЛА. Пусть коли-
чество топлива, подаваемого в РМ в первую секунду, будет <oi (кг-с-1),
в последнюю же секунду работы РМ (топливо израсходовано) —
<0к (кг-с-1). Напишем следующие уравнения, обозначив через К. коэффи-
циент пропорциональности между расходом топлива и реактивной силой:
(т+Л4)/?1=Ка)1, т/?к=/С<ок,
решим их относительно ускорений:
Rr=K —--------, RK=K
(т + М) т
♦ Цитата из трудов К. Э. Циолковского.
4 1208
97
Из налагаемого условия равенства начального и конечного ускоре-
ния получаем
й>1 «о,. / т \
---£ =—, т. е. <й„=ш1 I----].
(m + Л!)-----------------------т \т+М)
*ск т
Иначе: —=~—•
т + М
Получили, что расход топлива в конечный момент времени (послед-
няя порция топлива) составляет тем меньшую часть от расхода топлива
в начальный момент, чем большим запасом топлива обладает РЛА при
данном весе конструкции т последнего.
Для какого-то промежуточного значения расхода топлива <ot, где
индекс t обозначает число секунд, прошедших с момента пуска рабо-
тающего РМ (без единицы), можем написать
(т + 2И)7?1=#ш1, (m-]-Mt)Rt=Kwt,
откуда ; Rt=K——— .
1 (т + Л4) * (m + Mt)
Из условия неизменности ускорения в течение всего времени работы
РМ, как и выше, получаем
__ (Of
(/и 4- Af) (/и -Ь Alf)
т + А4/
откуда 0),= ^ —“~7г ,
т + М
где Mt — масса топлива, остающаяся к началу f-й секунды. Иначе:
1т + М — (<>! + о>2+... + <<><—1)1 .
т + М J
r <oi + wo 4- ... + \
1------ ------ ,
т+М )
где t — индекс, указывающий порядковый номер секунды от начала рабо-
ты РМ, к началу которой и относится получаемое значение для подачи
топлива (кг-с-1).
Эта формула вполне определяет режим переменной работы РМ
в зависимости от характеризующих каждый РЛА величин т, М и <oi,
т. е. T^const- Эта же формула дает и время работы РМ.
В качестве примера произведем расчет режима работы РМ проекти-
руемого РЛА. Примем для последнего допускаемое собственное
(не истинное) ускорение R=6g. Так как для этого РЛА /и=335 кг, М =
= 1000 кг, то полный вес (m-|-4f) составит 1335 кг.
В первую секунду старта для сообщения ускорения РЛА в 6g, потре-
буется создать тягу 1335-6^8000 кг. 1 кг азоттетроксидтолуолового или
азоттетроксиднафталинтолуолового топлива в соответственно сконструи-
рованном РМ (утилизация 70%) может развить тягу
—=^=330 кг-с/кг.
g 9,8
В таком случае потребуется топлива
— = 24,24 кг^.
ззо 1
При двух РМ в РЛА на каждый мотор расход топлива в первую
секунду составит 12,12 кг.
Исходя из этого, путем последовательного решения системы урав-
нений для была составлена таблица, характеризующая работу РМ
98
до полного израсходования топлива М. По этим же данным составлена
приложенная диаграмма.
В случае решения вопроса о потребном режиме работы РМ при осу-
ществлении РЛА необходимо еще учесть вес постепенно расходующегося
газа, служащего для подачи топлива в камеру сгорания РМ. Так, в слу-
чае подачи водородом, расходующийся вес РЛА возрастет с М= 1000 кг
до 1009 кг, а вес, расходующийся в течение первой секунды, возрастет
с (01=24,24 кг до 24,24 кг+90 г. Для учета этого эффекта достаточно
заменить М в формуле для <о* на М+'вес подающего газа.
Практическое осуществление требования переменной подачи топлива
в РМ неизбежно должно выразиться в искусственном изменении работы
насоса, например, в изменении давления подачи топлива в камеру сгора-
ния. Ни изменение сечения выходных отверстий форсунок, ни изменение
числа действующих форсунок или моторов не приведет к желаемому
результату, если считать, что все топливные форсунки будут обслужи-
ваться только двумя насосами — одним для окислителя, другим для горю-
чего, что в действительности и будет иметь место.
Изменения давления подачи топлива в камеру сгорания РМ можно
достигнуть установкой на редукторе давления (у газового конденсатора)
добавочного дросселирующего клапана, автоматически постепенно закры-
вающегося по мере работы РМ хотя бы конической иглой с приводом
от часового механизма.
Потребная скорость движения иглы (изменение открытия клапана)
определяется кривой, вычисленной аналогично приложенной к настоя-
щей работе. Понятно, что требуемой скорости перемещения иглы, считая
эту скорость постоянной, а форму образующей иглы вычисленной соот-
ветственно требуемому изменению в подаче топлива (по формуле для ©г),
легко достигнуть путем соответствующей регулировки автоматического
часового механизма. Правильность работы такого уравнивающего уско-
рение редуктора легко проверить, установив мотор на регистратор реак-
тивной силы и сверяя записанную последним диаграмму с заданной
кривой изменения силы реакции газов.
Таким образом, техническое выполнение идеи переменной подачи
топлива в мотор вполне осуществимо, и разработка конструкции затруд-
нений не представляет. Сложность вопроса переменной подачи топлива
связана совсем с другими явлениями. Подать потребное количество топ-
лива в мотор можно, но будет ли этот мотор неизменной конструкции
одинаково хорошо работать на разных плотностях заряжания, это вопрос
особой важности.
В случае проектируемого РЛА количество подаваемого топлива
должно меняться от 24,24 кг до шк=<й1—“Ц- =24,24 -^-=6,06 кг,
tn 4- М 1335
т. е. уменьшается на 75% (в четыре раза). Во столько же раз умень-
шится и плотность заряжания в камере сгорания РМ, если понимать
в данном случае под плотностью заряжания отношение расхода топлива
(кг-с-1) к объему камеры сгорания v (в литрах) до критического сечения
F см2, т. е. Д/=-у- при данном значении для F сопла.
Наибольшее изменение плотности заряжания в зависимости от М/т
РЛА может быть выражено также формулой, выведенной в начале
настоящей работы, а именно:
Д1 __ «*>1 _ ।
Дк т
Возвращаясь к сказанному следует отметить, что изменение в столь
широких пределах плотности заряжания камеры сгорания в соответст-
вующей степени должно изменять давление, развивающееся в моторе,
в случае неизменной конструкции последнего.
4* 99
Исходя из формулы
можно заключить, что постоянное давление в камере сгорания в течение
всего времени работы РМ достигается при условии, что площадь крити-
ческого сечения F сопла есть функция времени, т. е. величины расхода
топлива (оь В этом случае можем написать
\«к/
Яск = 7?®K=cFK/ (-у-) Рк-
Отсюда давления
Положив р1=рк, получим
Р К ШК
Fj <0!
Это и есть условие равенства давления в камере сгорания в течение всего
времени работы РМ.
Создание РМ с автоматически меняющимся критическим сечением,
автоматически поддерживающим постоянное давление в к.сг., является
вполне осуществимым. Ниже дано подробное описание подобной конст-
рукции, причем принцип ее позаимствован из изобретения Г. В. Бого-
любова* (см. его работу «Теория и способ расчета сопла-регулятора».
21 августа 1925 г.).
Внешний стакан РМ, омываемый топливом В, содержит внутри себя
внутренний стакап А, являющийся одним целым с соплом и также омы-
ваемый топливом (рис. 1). Внутренний стакан может иметь поступатель-
ное перемещение вдоль оси мотора, ограниченное с одной стороны усту-
пами КК на внешней цилиндрической поверхности конца сопла, упираю-
щимися в дно С внешнего стакана. С другой стороны, перемещения
внутреннего стакана ограничены пружиной Р.
К раме, жестко соединенной с каркасом РЛА, конечно, крепится
внешний стакан, иначе пружине Р пришлось бы передавать РЛА всю
реактивную тягу мотора.
Принцип работы такого мотора ясен. Подбирается такая пружина Р,
чтобы заданному давлению внутри камеры сгорания при пуске мотора
соответствовало требуемое значение Fj. К концу же работы РМ при
наименьшей подаче топлива сок пружина должна привести внутренний
стакан в такое положение, чтобы критическое сечение равнялось FK.
В этом случае давление в к.сг. за все время подачи топлива будет оста-
ваться одинаковым. Понятно, что ход пружины должен рассчитываться
вместе с формой выступа Н. Этот выступ, являющийся телом вращения,
может иметь как прямолинейную, так и криволинейную образующую.
Он приносит еще ту значительную пользу, что упорядочивает движение
газовых масс, переходящих из щелевой камеры сгорания в сопло, меняя
направление своего движения на 180°. Подобным выступом, по этим сооб-
ражениям, снабжен ОРМ № 1.
Уплотнение в пространстве, занимаемом пружиной, достигается
путем поддерживания в нем давления холодным газом.
* Сотрудник ГДЛ.
100
Рис. 1 Рис. 2
Более рациональной представляется следующая конструкция РАМ
с автоматической регулировкой давления в камере сгорания (рис. 2)
Роль пружины здесь играет сжатый газ, заполняющий полость ДД. Дав
ление, оказываемое этим газом извне на внутренний стакан, должно быть
вполне постоянным и равняться потребному рабочему давлению в к.сг.
(например, 100 кг/см2). Давление в полости ДД создается и поддер-
живается редуктором давления, питающим насос. Этот редуктор дао г
давление, равное давлению в к.сг. (100 кг/см2), плюс избыточное давле-
ние подачи топлива в эту камеру сгорания (несколько атмосфер). Эти
лишние несколько атмосфер можно снять добавочным сопротивлением
в трубопроводе. В крайнем случае можно установить в аккумуляторе
давления раздельный редуктор давления, обслуживающий только рас-
сматриваемую регулировку мотора (или моторов).
Выгода замены металлической пружины газом ‘скажется не только
в весе, но и в том, что обеспечит уплотнение в местах р"р". Утечка
может произойти в кольце р'р'(К).
Однако здесь газ сравнительно холоден и соответствующей обтю-
рацией эту потерю можно свести до незначительной величины. Понятно,
что небольшая утечка будет, но на работу конструкции она влияния
не окажет, ибо давление в полости ДД поддерживается заданным
с помощью редуктора давления даже в случае любых перемещений
внутреннего стакана РМ.
Внутренний стакан РМ следует хорошо охлаждать с той целью,
чтобы предохранить его от расплавления и пригорания к внешнему ста-
кану. Внутренний стакан должен быть поэтому пришлифован к внеш-
нему, либо быть снабженным уплотняющим кольцом, как поршни двига-
телей внутреннего сгорания.
Помимо применения газовой пружины и уплотнения, предлагаемая
конструкция отличается от предложенной Г. В. Боголюбовым также уст-
ройством и расположением выступа Н, что исключает расплавление
последнего и уменьшает потери вследствие сопротивления движению
газовых масс.
Таким образом технически вполне осуществим РМ с переменной
работой при разных М/т, что позволяет РЛА лететь с постоянным уско-
рением, развиваемым моторами. Однако, в таком случае, изложенная
на стр. 99 система переменной работы насосов, питающих РМ, основан-
ная на изменении давления подачи топлива, становится непригодной.
101
Для переменного питания РМ с самоустанавливающимся постоянным
давлением в к.сг. необходимы насосы, подающие в единицу времени
непрерывно меняющееся по наперед заданному закону количество топ-
лива при постоянном давлении подачи. Конструкция подобных насосов
вполне осуществима, и именно, по следующей схеме *.
Не вдаваясь в детали приведенных конструкций РМ с самоустанав-
ливающимся постоянным давлением в камере сгорания и насоса также
постоянного давления, но с переменной подачей топлива, можно заклю-
чить, что вопрос о возможности создания тех или иных режимов полета
РЛА, как можно судить на основании настоящей работы, решается удов-
летворительно **.
* Описание насоса опущено.
*♦ На реактивный аппарат с двигателем переменной тяги автором получены заявоч-
ное свидетельство № 90498/6111, 23 июня 1931 г. и авторское свидетельство № 1094,
кл. 46-В2-10-11. Архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 11, лл. 50—5’2; 30, 34, 135, 136.
О НАИВЫГОДНЕЙШЕЙ ФОРМЕ СОПЛА*
(1931 г.)
ВВЕДЕНИЕ
Вопрос о наивыгоднейшей форме сопла имеет большую давность,
но он не может считаться решенным. . Существующие исследования
по этому вопросу не дают конкретных указаний конструктору. Эта неиз-
вестность особенно остро дает „себя чувствовать при расчете ракетного
двигателя, в котором процесс истечения усложняется физико-химическим
процессом горения. Перемешивание несгоревших частиц топлива в канале
сопла и догорание их одновременно с расширением особенно усложняют
явления, делая расчетные определения ненадежными, а подчас и вовсе
непригодными. В связи с этим для расчетов необходимо опираться
на результаты экспериментального определения наивыгоднейшей формы
сопла для конкретных, и притом реальных условий, имеющих место при
работе ракетного двигателя.
В настоящей статье приводятся результаты (подобных опытных ис-
следований, проведенных с помощью специальной, описанной ниже, аппа-
ратуры с бездымным зерновым порохом 7/1, а также с тротилгпирокси-
линовым шашечным порохом ГДЛ, сжигавшимся в ракетной камере.
Поскольку шашечным порохом снаряжаются ракетные снаряды,
результаты опытов нашли непосредственное применение при проектиро-
вании сопел для этих снарядов. Наконец, полученные данные послужили
отправной точкой при разработке и осуществлении ракетных двигателей
на жидком топливе.
Излагаемый материал следует расценивать как первый опыт подоб-
ного рода исследования для вполне определенных условий работы сопла.
Поэтому применять эти результаты в иных случаях нужно с соответст-
вующими поправками.
Эти опыты не являются исчерпывающими и в дальнейшем должны
быть дополнены и уточнены более разносторонним и углубленным
использованием той аппаратуры, которой автор располагал.
Опыты были проведены автором в 1930—31 гг. в Газодинамической
лаборатории.
В дальнейшем изложении приняты следующие обозначения:
dK — диаметр критического сечения сопла;
da — диаметр выходного сечения сопла;
а — угол конуса сопла;
I — длина сопла от критического сечения до выходного;
* Отчет ГДЛ, 1931 г., опубликован в сборнике РНИИ «Ракетная техника», 1937 г.,
вып. 2, с. 122—131; публикуется с сокращениями.
103
Ртах— максимальное давление в камере сгорания;
Рср — среднее давление в камере сгорания;
ра — давление в выходном сечении сопла.
МЕТОД И АППАРАТУРА
Наивыгоднейшей формой сопла будем считать такую, при которой двига-
тель с заданными условиями работы (dK. daldK, следовательно и palpal
способен развить наибольшую реактивную силу. Форма сопла опреде-
ляется углом конуса, который может быть постоянным по длине сопла
(коническая форма) или переменным (экспоненциальная форма).
Наивыгоднейшее сопло должно иметь максимально допустимый угол
конуса, предел которому ставится лишь возможностью отрыва струи
от стенок. Чем больше угол конуса сопла, тем меньше длина последнего
при том же перепаде давлений, определяемом отношением daldK, тем
меньше его поверхность и, следовательно, меньше теплопотери, меньше
потери на трение, легче осуществить охлаждение, наконец, такое сопло
имеет наименьший вес.
Поэтому определение наивыгоднейшей формы сопла сводится
к нахождению максимального допустимого угла его конуса. Принимая
в общем случае этот угол переменным по длине сопла, будем иметь зада-
чей нахождение зависимости
а = f (
**max J I , / •
\ /
Эта зависимость экспериментальным путем может быть установлена
по точкам. Практически здесь возможны два пути: либо отыскание
наивыгоднейшего значения угла а путем последовательного изменения
отношения dafdK, либо определение наивыгоднейшего значения djd-к для
различных значений а. При этом опыты ведутся с коническими соплами.
Теоретически оба пути равноценны. Практически оказывается более
удобным идти вторым путем, так как от опыта к опыту сопло можно
укорачивать для нахождения наивыгоднейшего da!dK, и для одного итого
же угла а серия опытов может быть проведена с одним соплом. Общее
потребное количество сопел будет численно равно примерно количеству
точек, необходимых для нахождения искомой зависимости. Если же идти
первым путем, то необходимо иметь отдельное сопло для каждых а
и dJdK, что связано с лишними затратами.
Естественно мы воспользовались вторым методом, однако в тех слу-
чаях, когда желательно было проконтролировать полученные результаты,
опыты дублировались по первому методу.
Для изыскания наивыгоднейшей формы сопла был использован диф-
ференциальный маятник, предложенный инж. Б. С. Петропавловским
и конструктивно доработанный автором.
Дифференциальный маятник (рис. 1) состоит из камеры 1, распо-
ложенной горизонтально и снабженной двумя крышками 2, в каждой
из которых ввинчено по соплу 3. Камера подвешена на штанге 4, верх-
ний конец которой прикреплен к горизонтальной оси (перпендикулярной
к плоскости чертежа), свободно вращающейся на опорных подшипни-
ках. Эта ось перпендикулярна к длинной оси камеры. Таким образом,
камера может свободно качаться в вертикальной плоскости.
Максимальные отклонения камеры отмечаются стрелочными указа-
телями на градуированном лимбе. Крышки камеры снабжены диафраг-
мами 5, назначение которых состоит в том, чтобы уменьшить или пред-
отвратить выбрасывание порохового заряда из камеры газами во время
горения. Диафрагмы выполнены в виде дисков, снабженных большим
числом отверстий, общая площадь которых в несколько раз больше
104
площади критического сечения соп-
ла, но каждое из которых имеет
площадь, в несколько раз меньшую
площади критического сечения
сопла.
Воспламенение порохового за-
ряда, укладывавшегося между ди-
афрагмами, производилось с помо-
щью электрозапала, вводившегося
через одно из сопел в камеру. Шнур
электрозапала брался гибким и под-
вешивался таким образом, чтобы
не влиять л на движение камеры.
Влияние способа воспламенения на
показания прибора определялось
особо, причем рациональным подве-
шиванием гибкого шнура удалось
~ это влияние исключить, воспламе-
няя заряд лишь через одно из сопел.
Давление в камере определя-
• лось крешерным прибором, ввин- .
ченным в боковую стенку камеры,
в средней ее части.
Внешний вид установки маят-
ника показан на рис. 2.
Если камера снабжена совер-
шенно одинаковыми соплами, то
Рис. 2
при сжигании заряда она должна остаться в покое. Если же сопла
не одинаковы, то камера придет в колебательное движение, причем
сначала отклонится в сторону, противоположную тому соплу,. которое
дает большую тягу. Если учитывать все условия горения заряда,
то можно не только качественно, но и количественно установить преиму-
щества одного сопла перед другими.
Чувствительность дифференциального маятника весьма высока и поз-
воляет производить относительную и абсолютную оценку не только сопел,
но и примыкающих к ним крышек камеры.. Приводимые здесь резуль-
таты относятся к качественной оценке преимуществ одних сопел перед
другими.
Для того, чтобы избежать выгорания критического сечения сопла
105
при повторных опытах, диаметр критического сечения был взят доста-
точно большим (12 мм). Давление в камере при горении заряда должно
быть таково, чтобы обеспечить работу сопел принятых размеров под дав-
лением, большим атмосферного, во избежание нежелательных добавоч-
ных явлений. В большинстве опытов максимальное давление в камере
было принято 200—250 кг/см2. Этому отвечает среднее давление за время
горения заряда около 100 кг/см2*. Для реализации такого давления
в камере должно было сжигаться около 1 кг шашечного пороха. Это
вызвало слишком большие отклонения маятника при небольших измене-
ниях в устройстве сопел или крышек камеры, и потому вместо шашеч-
ного пороха был использован зерненый порох 7/1, навеска которого
зашивалась в мешочек из стопинной ткани. Для получения ртах=
=250 кг/см2 достаточно было взять 120 г пороха 7/1 три dK=12,8 мм.
Некоторые опыты, в качестве контрольных, проводились и на ша-
шечном порохе 24-6-70 (наружный диаметр 24 мм, диаметр внутреннего
цилиндрического канала 6 мм, высота шашки 70 мм), но на пониженном
давлении в камере, обеспечивающем, однако, нормальную работу испы-
тывавшегося сопла (небольшое dafdK).
Всего было проведено таким образом 145 сжиганий, из которых
9 было затрачено на подбор заряда.
В некоторых случаях наблюдалось, что при применении двух одина-
ковых сопел маятник приходит в колебательное движение, хотя и незна-
чительное. При условии соблюдения прочих условий равными это откло-
нение может быть объяснено неточным соблюдением размеров критиче-
ского сечения сопла. Такие сопла тщательно доделывались, лйбо сопло,
дающее отброс, помечалось совместно со сравниваемым соплом, и во все
последующие с ними опыты вводилась поправка, равная величине этого
отброса.
Материалом для всех сопел служила снарядная сталь. Сопла обра-
батывались тщательно, но без шлифовки. Длина подвеса (до центра
камеры) ~900 мм. Цилиндрическая камера имела объем 1 л при внут-
реннем диаметре 88 мм и длине 175 мм. На рис. 1 камера изображена
с соблюдением масштаба.
РЕЗУЛЬТАТЫ ОПЫТОВ
1. Дифференциальная камера была снабжена двумя крышками, из кото-
рых одна с внутренней стороны была плоской с закругленными краями,
а другая — коническая, с углом конуса 50°. В крышки ввернуты одина-
ковые цилиндрические короткие сопла с dK= 12,8 мм. При сжигании
заряда шашек с размерами 29-5-45 в количестве 24 шт. камера откло-
нилась на 10° в сторону, противоположную конической крышке.
2. Обе крышки взяты одинаковыми (плоские с закругленными края-
ми). В крышки ввернуты короткие цилиндрические сопла с </к=12,8мм,
отличавшиеся лишь тем, что одно из них имело закругленный вход
(область втекания), а другое имело острые входные кромки. Эти сопла
были испытаны в тех опытах, которые производились при подборе заря-
да для получения заданного давления (30, 40, 50, 70, 100 и 120 г пороха
7/1, зашитого в мешочки из стопинной ткани). В этих опытах наблюда-
лось отклонение камеры в польз) сопла с плавной областью втекания.
3. В качестве примера результатов серийных опытов по нахождению
максимального допустимого угла а конуса сопла в табл. 1 приведена
сводка результатов для dJdK=2,5, полученных с набором сопел, отли-
чавшихся лишь величиной угла конуса. Эти углы были: 10, 13, 20, 22,
25 и 30°; dK во всех опытах был 12,8 мм. Цифры первого столбца таб-
лицы указывают количество опытов, средние результаты которых при-
ведены в соответствующих строках.
* Эти условия являются обычными для ракетных снарядов.
106
Таблица I
Коли- чество ОПЫТОВ Марка пороха Вес заряда кг ^тах» кг/см2 Сравниваемые углы, град Отклонения маятника, град Примечание
5 7/1 0,120 249 10 И 13 1 в пользу 13
5 7/1 0,120 260 10 и 20 1 в пользу 20
2 ПТП 24-6-70 0,824 <145 10 и 20 6 в пользу 20
3 7/1 0,120 250 10 и 22 2 в пользу 10
4 7/1 0,120 247 10 и 25 4,5 в пользу 10 Отрыв струи
2 ПТП 24-6-70 0,873 <145 10 и 25 24,5 в пользу 10 То же
5 7/1 0,120 248 10 и 30 2 в пользу 10 и
При сравнении 10-градусного сопла с соплами, имеющими угол
конуса 20 и 25°, в качестве контроля проводились также опыты с заря-
дом из длительно горящего шашечного пороха ГДЛ, дававшего большие
отклонения маятника. При этом случаев качественного расхождения
в результатах при сжигании различных порохов не наблюдалось.
В четвертом столбце указаны средние значения максимальных
давлений для каждой группы опытов, представленной каждой строкой.
Интересно, что отрыв струи от стенок сопел с углом конуса в 25
и 30° легко обнаруживался по тому следу, который пороховые газы
оставляют на внутренней стенке сопла (нагар) после первого же сжига-
ния. При этом 25-градусное сопло было покрыто нагаром на протяжении
половины его длины (до daldK—\,7), начиная от критического сечения,
в то время как 30-градусное сопло покрывалось нагаром примерно лишь
«а треть длины (до da/JK=l,5), считая от критического сечения.
Табл. 1 дает возможность заключить, что для сопла с daldK=2$
наибольший допустимый угол конуса близок к 20°.
Таблица 2
Таблица 3
Коли- чество опытов Лпах» кг/см2 Сравниваемые Отклонения маятника, град Вес заряда. Алах» кг/см2 Сравниваемые Отклонения маятника,
град
4 220 5,5 и 5,5 Нет —
6 230 5,5 и 5,0 1 в пользу 5,0 130 362 4,0 и 4,5 0,7 в пользу 4,0
4 208 5,5 и 4,5 2,5 в пользу 4,5
3 220 4,0 и 4,5 0,7 в пользу 4,0 * 140 368 4,0 и 4,5 0,7 в пользу 4,0
5 210 4,0 и 3,5 0,7 в пользу 3,5 150 320 4,0 и 4,5 0,2 в пользу 4,0
7 — 3,25 и 3,5 Нет
3 — 3,25 и 3,12 0,2 в пользу 3,25 160 565 4,0 и 4,5 Нет
4. О характере результатов опытов по другому методу — определе-
нию наивыгоднейшего da/dK для данного угла конуса, проводимому с дву-
мя последовательно подрезаемыми соплами, можно судить по табл. 2,
содержащей сводку средних значений серии опытов с соплами, угол
конуса которых составлял 20°, а начальное значение — daldv=7>,b. Все
опыты этой серии велись с зарядом в 100 г пороха 7/1. Критический
диаметр сопла dK= 12,0 мм.
Эта серия опытов позволяет заключить, что для сопла с конусом
в 20° оптимальное значение dJdK составляет 3,25.
В опытах с da/dx, большим 4,5, должно было сказываться явление
удара струи, так как среднее давление в камере едва ли обеспечивало
нормальную работу сопла в этих условиях.
5. С целью определения влияния давления в камере сгорания
на зависимость amai=f{daldK) были проведены опыты с увеличенным
107
зарядом, доходившим до 160 г пороха 7/1. Сравниваемые сопла имели
при этом угол конуса 20°. Результаты опытов приведены в табл. 3, пост-
роенной аналогично табл. 2.
Данные этой таблицы позволяют заключить, что с увеличением дав-
ления в камере сгорания наблюдается увеличение допустимого dajdK при
данном а.
К тому же результату позволяют прийти другие аналогичные опыты,
проведенные с тем же порохом 7/1 и при угле а=20°, но при меньших
значениях dJdK (табл. 4).
Таблица 4 Т а блиц а 5
da •
Количество опытов Вес заряда, Лпах> кг/см2 Сравниваемые Отклонения маятника, град dVL а, град
1,5 2,5 3,0 3,5 4,5 23 20 18 13 10
5 2 100 160 210 555 4,0 и 3,5 4,0 и 3,5 0,7 в пользу 3,5 Нет
6. Полученные в результате опытов максимально допустимые углы
конуса а для различных dJdK сопла и для среднего давления в камере
сгорания около 100 кг/см2 приведены в табл. 5, содержащей, таким обра-
зом, окончательные результаты настоящего исследования.
Приведенные цифры несколько сглажены графическим построением
очертания сопла. Это построение может производиться следующим обра-
зом. Начиная от заданного dK, строится очертание сопла с углом а=23э
и <^а/^к=1,5 (см. табл. 5). Затем, от полученного daldK строится очерта-
ние сопла с а=20° до получения с/аМк=2,5 и т. д., до достижения daldK=
=4,5.
В порядке экстраполяции дальнейший угол конуса можно принять
равным 7—8°. В результате получается сопло, образованное рядом
усеченных конусов, образующие которых необходимо сгладить плавной
линией.
Таким образом было построено очертание сопла, изображенное
на рис-. 3 жирной линией. Цифры, расположенные под соплом, показы-
вают длину в миллиметрах криволинейного сопла при разных значениях
dajdK и принятом на чертеже dK=25 мм.
Для сравнения, кроме криволинейного сопла на чертеже изображено
пунктиром для того же dK=25 мм прямолинейное сопло с углом конуса
10°. Для этого сопла указаны значения djd^ и длины I от критического
сечения до выходного, причем помеченные значения dJdK взяты такими
же, как и употреблявшиеся для построения криволинейного сопла (1,5;
2,5; 3,0; 3,5; 4,5). Концы криволинейного и прямолинейного сопел, отве-
чающие этим значениям da/dK, соединены вспомогательной линией для
более легкого чтения чертежа.
7. При сжигании заряда в дифференциальной камере, снабженной
тонкостенными соплами с большими da/dK (около 5), после взрыва
заряда наблюдалось звучание сопел, продолжавшееся несколько секунд.
Необходимо отметить, что при сжигании заряда пороха 7/1 вместе
с газами через сопло выбрасывалось некоторое количество частиц несго-
ревшего пороха. Бревенчатая стена траверса, находившаяся на расстоя-
нии примерно 2 м от сопла, после проведенных сжиганий оказалась густо
усеянной несгоревшими частицами пороха.
Тем не менее, однообразие давлений, регистрировавшихся крешер-
ным манометром, свидетельствует о том, что выбрасывание частиц пороха
не влияло на закономерность наблюдавшихся явлений. Доказательством
этого могут служить также контрольные сжигания на шашечном порохе,
при котором выбрасывания пороховых частиц не происходит. Результаты
108
различия (см. табл. 1).
ВЫВОДЫ
На основании изложенных результатов опытов можно сделать следую-
щие заключения.
1. Наивыгоднейшей формой сопла является криволинейная форма,
так как каждому значению отношения t/a/dK отвечает свой наивыгодней-
ший угол конуса сопла. Чем больше daldK, а следовательно и скорость
истечения, тем меньше паивыгоднейший угол конуса, и наоборот.
2. Наивыгоднейший угол конуса есть максимальный допустимый
угол, при котором еще не происходит отрыва струи. Как увеличение угла
сверх этого предела, так и понижение его вызывают уменьшение полез-
ного эффекта.
3. При малых значениях отношения da/dK оптимальные углы конуса
сопла значительно больше общепринятых на практике значений 8—10®
и достигают 23° (см. табл. 5).
4. С увеличением давления в сопле значения максимально допусти-
мых углов конуса для тех же daldK возрастают. Так как давление
в выходном сечении сопла, рассчитанное по среднему давлению в каме-1
ре, было во всех этих опытах выше атмосферного, то наблюдавшееся
увеличение допустимого da/dK при данном а с увеличением давления
естественно объяснить увеличением радиальной скорости перемещения
газа с увеличением давления.
5. Из рис. 3 следует, что криволинейные сопла, найденные опытным
путем, в 1,5—2,5 раза короче, чем прямолинейные 10-градусные сопла
при тех же значениях dv и dJdK. Это обстоятельство делает понятным,
почему уменьшение угла против максимально допустимого при данном
dJdK приводит к понижению тяги двигателя. Столь существенная раз-
ница в длинах прямолинейного и криволинейного сопел обусловливает
меньшую внутреннюю поверхность криволинейного сопла, а следова-
тельно, меньшие тепловые потери и потери на трение. Меньшим тепло-
потерям способствует более быстрое падение температуры и давления
в криволинейном сопле. Наконец, меньший вес и габарит сопла завер-
шают преимущества криволинейного сопла.
Таким образом, оказывается целесообразным применять на прак-
тике криволинейные сопла найденных очертаний. Изготовление же такого
лекального сопла не представляет технологических трудностей.
6. На настоящее исследование необходимо смотреть как на предва-
рительное, так как употреблявшаяся аппаратура позволяет получить
более точные и полные результаты, чем приведенные в этом сообщении.
Так, например, представляется возможным исследовать форму сопла
не только сверхзвуковой, но и дозвуковой скорости (перед критическим
сечением), совместно с формой примыкающей к соплу части камеры
сгорания.
109
Р.М. (ПОРЯДОК ПРОЕКТИРОВАНИЯ
И ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ) *
(1931 г.)
ОРМ№ 1. Опытный ракетный мотор с цельноструйными форсунками
на (N2O4+C7H8), со статическим водяным охлаждением
и цилиндрическим соплом; пусковое зажигание — бикфор-
довым шнуром.
ОРМ №2. Опытный ракетный .мотор с цельноструйными щелевыми
форсунками на (N2O4+C7H8), со статическим охлажде-
нием водой и, частично, динамическим охлаждением топ-
ливом, с цилиндрическим соплом; пусковое зажигание —
свечами от магнето.
ОРМ№3—5. Опытный ракетный мотор с автоматически самоустанав~
ливающимся постоянным давлением в к.сг., с системой
динамического охлаждения топливом и термоизоляцией
камеры сгорания изнутри, с цельноструйными щелевыми
форсунками на (N2O4+C7H8+B4H10) и параболлоидаль-
ным соплом, с самозажиганием в к.сг.
• Отчет ГДЛ, 22 марта 1931 г„ архив ГДЛ-ОКБ. on. № 1, ед. др. № 16, л. 2.
УПРАВЛЕНИЕ «ОРМ № 1» И ОПЫТЫ С НИМ*
(1931 г.)
Весьма важным является знание потерь давления нагнетаемого в РМ
топлива, происходящих в трубопроводах и клапанах.
Известно, что вес системы подачи топлива представляет собой
настолько значительную часть общего веса РЛА, что должны быть
приняты все меры по уменьшению падения давления в трубопроводах.
Согласно уравнению Бернулли, потеря напора
2 2
//=У*,+т2!_=(с,+ у Mv!2+v2!L,
где t>o — скорость топлива в выходном сечении форсунок; V — скорость
топлива в трубопроводе; у — плотность топлива.
Отсюда видим, что с целью уменьшения потерь выгодно брать фор-
сунки и трубопроводы возможно большего сечения, так как скорость
входит в уравнение в квадрате. С целью уменьшения (коэффициент
сосредоточенных потерь) достаточно избегать поворотов трубопроводов
вообще, а тем более резких, и сводить до минимума число клапанов
и вентилей. Длина трубопроводов, определяющая величину (коэффи-
циент равномерно распределенных потерь), должна быть минимальная.
Для применения полученных выводов, являющихся основными при
конструировании трубопроводов любого назначения, найдем характери-
стику ОРМ № 1. Исследуем сперва путь, проходимый одним компонен-
том топлива, именно — горючим.
Суммарная площадь выходного сечения форсунок составляет
= 3 "<°’4)2.=3-0,13=0,39 см®.
1 4
Примем максимальный расход топлива в 1570г (см. стр. 113).Тогда.
„ 1570-18,2 ч
горючего пойдет q ^- = 330 см3-сек x.
• 330
Скорость впрыскивания равна г'0=^-^=-825 см-с-1=8,25 м-сек-1
Скорость движения горючего в трубопроводе (ф 10) составит
У0=^°=423 см-с-1=4,23 м-сек"1**.
0,78
Исследуя аналогичным путем течение окислителя и имея в виду, что
путь его в ОРМ № 1 подобен пути горючего, получаем:
♦ Отчет ГДЛ, 9 апреля 1931 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 17. Публи-
куется с сокращениями.
*♦ Расчет гидравлического сопротивления всего тракта компонента топлива
опущеи.
111
— суммарная площадь выходного сечения форсунок
ю2=3^10>66)2- = 3-0,34= 1,02 см2;
4
— для максимального расхода топлива окислителя потребуется
1570-82,8_________________Qon ,
—-—см3-сек 1
100-1,45
* , 890 о л 1
— скорость впрыскивания v0= р^о<8,9 м-сек-1;
скорость движения в трубопроводе (0 10) Уо=-^^=11,1 м-сек-1*.
0,78
Понятно, что получаемые путем таких вычислений результаты могут
только указывать порядок величины ожидаемого явления. Точное же
значение для потери напора в ОРМ № 1 при различном избыточном
давлении подачи топлива в к.сг. можно определять опытным путем,
прогоняя через мотор воду под соответствующим давлением.
Управление ОРМ № 1 достигается с помощью установки, выполнен-
ной согласно схеме (рис. 1). В основном порядок пуска ОРМ № 1 таков.
При закрытых дроссель-клапанах (5,5) открываем вентили (/, 1)
и по манометрам (3, 3) устанавливаем в рабочих камерах манодетан-
деров потребные давления с помощью ручек (4, 4). Затем открываем
с требуемой быстротой дроссель-клапаны (5, 5) и тем приводим систему
подачи топлива в действие. Дальнейшей регулировкой ручек (4, 4) уста-
навливаем окончательное потребное давление подачи по манометрам
(6, 6), вводя соответствующую поправку на падение давления внутри
мотора (см. выше). Падение давления в трубопроводах до мотора
учитывается по манометрам (6, 6), установленным возможно ближе
к ротору.
Наличие двух редукторов позволяет регулировать подачу компонен-
тов топлива в мотор независимо друг от друга и исследовать работу
ОРМ № 1 при разных режимах питания.
Соответственно сконструированные аварийные клапаны (АК)
с минимальным сопротивлением потоку жидкости должны прекратить
подачу топлива в случае поломки трубопровода после аварийного
клапана.
Ввиду того, что ОРМ № 1 будет устанавливаться соплом и форсун-
ками вверх, при малых давлениях подачи, а также при пуске, если
не открывать дроссель-клапан сразу, топливо может залить нижнюю
часть к.сг., и если зажигательные приспособления помещены в другом
конце к.сг., то воспламенение может запоздать, что послужит причиной
катастрофы.
Поэтому, поскольку с ОРМ № 1 придется производить опыты и на
малом давлении подачи топлива, от зажигания бикфордовым шнуром
в таком виде, как предполагалось ранее, придется отказаться. Более
удобным представляется способ, указанный на рис. 2. Расположенный
на выступе кусок пропитанной, например, спиртом или толуолом ваты
поджигается быстрогорящим шнуром.
ОРМ № 1 имеет набор сопел с dK равными: 10, 15 и 20 мм. Для
каждого из этих сопел и давления (р) в к.сг. существует определенное
значение реактивной силы (/?). Определим последнюю для некоторых
случаев, имеющих практическое значение. 1 кг азоттетроксидтолуолового
топлива содержит 1800 ккал.
Если положить для ОРМ № 1 (цилиндрическое сопло) к.п.д. равным
25%, то утилизируется-——=450 ккал, чему соответствует и=
=91,5/450= 1920 м-с"1.
* Расчет гидравлического сопротивления всего тракта компонента топлива опущен.
112
Тогда 1 кг топлива даст импульс
/=1^=200 кг/кг/с.
9,8
В дальнейшем будем пользоваться формулой
\ “к /
/ (da\
I. Пусть Fmin=0,78 см\ (dK=10 мм), р=10 кг*см“2, тогда с=1,5, Л — 1=0,5,
/?1 = 1,5 0,5*0,78*10 = 5,8 кг.
Расход топлива, необходимый для получения такого режима работы РМ соста*
вит Qi= ~ кг*с-1~ 30 г-с-1 или —- = 22,5 см3-с”1.
^UU 1, 34
II. Пусть dK=20 (Fmin=3,14 см2), р=10 кг*см~2. Остальное то же, что и в п. I.
Тогда /?2= 1 »5* 0,5*3,14* 10=23,5 кг.
23,5 120
Потребный расход Qz*= 120 г ‘ С-1 илиГ“о1 s90 см3*с“*.
^Uv 1 ; О *
III. Пусть dK=10 мм (Fmm=0,78 см2); р=100 кг - см-2, тогда с=2,0,
/?,=2,00,5-0,78-100=78 кг, Qs=^- =390 г с"‘ или а=300 см’-с"1.
200 1,34
/(т-)=°.5
\ "к /
И
IV. Пусть dK=,15 мм (Fmm=l,77 см2), р=100 кг*см“2. Остальное то же, что и
177 885
п. III. Тогда /?4=2,0 0,5-1,77-100= 177 кг, Q4=^ — =885 гс-1 или——=660 см3-с-1.
^00 1, о4
в
V. Пусть <ZK=20 мм (Fmin=3,14 см2), р=100 кг-см-2. Остальное то же, что и в
314 1570
п. III. Тогда Я5=2,0 0,5-3,14-100=314 кг, Q5=— =1570 г с~‘ или —=1170 см3 с-‘.
ZvU 1 । о*
Рассчитанные значения расхода топлива (Q) являются минимальными, необходи-
мыми для получения в к.сг. ОРМ № 1 давления, указанного для каждого случая, и
соответствующей реактивной силы. Исследования различных режимов работы РМ могут
производиться путем проведения части или всех приведенных ниже измерений.
1. Измерение реактивной силы и давления в к.сг.
Приборы:
а) регистратор АРД (активно-реактивного действия);
б) пружинный манометр с газовым уплотнением.
2. Измерение давления подачи в трубопроводах.
Приборы:
а) металлические манометры типа Бурдона;
113
б) регистратор Д (давления).
3. Измерение расхода топлива.
Приборы:
а) дающие мгновенный удельный рас-
ход;
б) дающие полный расход.
Рис. 3. ОРМ-1*
Рис. 2
Приборы разрабатываются (нестандартные).
4. Измерение температуры:
а) охлаждающего компонента топлива перед охлаждением к.сг. РМ;
б) охлаждающего компонента топлива перед входом в к.сг.;
в) внешней стенки к.сг. РМ.
Измерения могут производиться известными электрическими способами.
5. Анализ истекающих газов.
Приборы:
автоматические газоанализаторы, дающие непрерывную запись содержания СО2,
СО и О2.
Необходимо отметить, что практическое осуществление анализа выхлопных газов
является весьма сложной задачей, решение которой указать заранее нельзя.
При конструировании ОРМ почти все размеры определяются на основании ряда
требований, которым должен удовлетворять мотор для того, чтобы он был поставлея
в наиболее выгодные условия работы и эксплуатации. Однако’ весьма важная по зна-
чению длина к.сг. берется без какой-либо серьезной аргументации, ввиду отсутствия
необходимых опытных данных, по получении которых только и можно будет поставить
весь расчет мотора на серьезную почву.
Не следует забывать, что как ОРМ № 1, так и вся система питания его рассчи-
таны для работы на месте. В случае же установки РМ на движущемся РЛА дейст-
вующее ускорение будет превышать земное в несколько раз.
* Внешний вид ОРМ-1 с разрезами, изготовленного по чертежам № 261, 262
ГДЛ, архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед. хр. № 1, лл. 3, 4.
* * Чертеж № 261, 262, 1930 г., архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед. хр. № 1, лл. 3, 4.
В плане работ ГДЛ на 1930—31 гг. значится: «Разработка реактивного мотора
с подачей толуола и тетроксида. Разработка реактивного мотора с подачей толуола
и азотной кислоты». Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 4, ед. хр. № 4. л. 51. В отчете о работах
ГДЛ в 4 квартале 1930 г., выпущенном 12 декабря 1930 г., значится завершенной:
«Теоретическая и конструкторская разработка опытного реактивного мотора на жидком
топливе с выполнением детальных чертежей; сдан заказ на изготовление частей мо-
тора», Архив ГДЛ-ОКБ, on. Ns 4, ед. хр. X® 4, лл. 58—>59.
114
Рис. 4. ОРМ-1 (продольный и попе-
речный разрезы; см. сноску ♦♦ на
стр. 114)
Разрез по АВ
।
115
ТОПЛИВНЫЕ БАКИ С НЕПОДВИЖНЫМ ЦЕНТРОМ
ТЯЖЕСТИ *
(1931 г.)
Одним из средств достижения устойчивого полета ракеты (реактивного
летательного аппарата — РЛА) при работающем двигателе является
употребление топливных баков с неподвижным центром тяжести. Как
было показано в предшествующих работах, смещение центра тяжести
(ц.т.) является главнейшей причиной, нарушающей правильность наклон-
ного взлета ракеты, а в тех случаях, когда это смещение велико,
то и вертикального взлета.
Решения, которые полностью уничтожили бы дестабилизирующее
влияние смещения ц.т., возможны в следующих двух видах:
1) центр тяжести ракеты неподвижен и направление реактивной тяги
двигателя относительно оси ракеты также неизменно;
2) центр тяжести ракеты перемещается (по возможности ограни-
ченно) и направление силы тяги также соответственно изменяется.
В обоих случаях ц.т. и направление действия реактивной тяги непре-
рывно совпадают, что и является одним из условий достижения устой-
чивого полета ракеты.
Добавочно стабилизация достигается применением в хвостовой части
аппарата взаимно перпендикулярных плоскостей. При достаточной вели-
чине этих плоскостей и довольно большой длине стартовой фермы эти
меры должны обеспечить отсутствие грубых
отклонений в пути при условии тщательной вы-
балансировки ракеты и точной установки двига-
теля под требуемым углом к продольной оси
аппарата (см. отчет «Взлет ракеты»).
В настоящем проекте предполагается
использовать метод стабилизации ракеты, осно-
ванный на применении карданного подвеса дви-
гателя при неподвижном ц. т. РЛА; последнее
достигается применением специальных топлив-
ных баков. Подобного рода топливный бак, схе-
матически изображенный на рис. 1, разделен
подвижной поперечной перегородкой на две час-
ти, верхнюю и нижнюю, в которых хранятся ком-
поненты топлива /, 2. Перегородка 3 подвижная,
способная перемещаться вдоль бака под давле-
нием сжатого газа, поступающего через патру-
бок 4. Этот газ одновременно гонит часть топли-
* Отчет ГДЛ, 22 июня 1931 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 18, лл. 1—9.
Публикуется с сокращениями.
116
ва 1 вверх через патрубок 5, а другую часть 2 топлива через патрубок 6,
благодаря чему общий ц. т. бака остается на месте.
Убедимся, что потребуется небольшое избыточное давление для того,
чтобы держать на весу часть топлива 1. Положим ускорение, действую-
щее на ракету, равным даже 10g. Удельный вес азоттетроксидтолуоло-
вого топлива равен 1,34. В этом случае на 1 м длины бака, заполненного
топливом, приходится вес топлива на 1 см2,поперечного сечения бака
в 1,34-100>10= 1340 г. Следовательно, достаточно иметь 1,34 кг/см2 избы-
точного давления сжатого газа под топливом. Расход энергии сжатого
газа на трение подвижной перегородки о стенки бака может быть незна-
чительным.
Примем оболочку баков и трубопроводы невесомыми. Иными
словами, полагаем, что не происходит никаких перемещений частей
конструкции относительно главного центра тяжести. Требование сохра-
нения ц.т. на месте за все время опорожнения баков запишется так:
vjis индекс i может принимать любые значения в промежутке от /=!
до l=T- Т—время, необходимое для полного опорожнения баков; Ri,rt—
соответственно расстояния центров тяжести компонентов топлива, распо-
ложенных по одну и по другую сторону от главного ц.т.; mt, Mi — массы
этих двух частей топлива.
Если баки каждого компонента топлива (окислителя и горючего)
выполнить согласно рис. 1, то расчет баков прост, так как половина
содержимого каждого бака должна нагнетаться вниз, а половина — сим-
метрично вверх. Однако можно представить себе устройство, позволяю-
щее ограничиться лишь одной подвижной перегородкой на два компо-
нента топлива. На рис. 2 схематически показано устройство такого бака.
Подвижной перегородкой поднимается вверх (влево) лишь часть окис-
лителя как компонента, которого по весу обычного идет больше, чем
горючего. Другая часть окислителя и горючее, составляющие в сумме
50% от веса всего топлива, нагнетаются обычным порядком через ниж-
ние днища бака (вправо).
Рассчитаем относительные размеры топливного бака, выполненного
согласно рис. 2. Представим этот бак в виде цилиндра с внутренним
диаметром d. Удельный вес окислителя — бь горючего — 62. Так как окис-
лителя по весу идет в 2—6 раз больше, чем горючего, то для сохранения
положения ц.т. бака компоненты топлива разделены на три части, как
показано на рис. 2. Условие равновесия относительно главного ц.т.
запишется таким образом (см. рис. 4):
117
m1r1=mar2+m3r3 (1)
или 8jZ.i=81Z.2_|_ 82Z3 (2Z,2-|- Z3). (la)
К этому еще необходимо прибавить условие правильного объемного
отношения камер с горючим и окислителем, которое запишется так
L^L^tiL^ (2)
где п — отношение объемов компонентов топлив, отвечающее правиль-
ному их соединению (стехиометрическое отношение), п>1.
Получили систему двух уравнений (1а) и (2) с двумя неизвестными
(например, Li и L2) ‘ Решим их совместно:
г __7 (81Л2 — 82)
2 3 2(M + »2)J
(3)
Zq —
Пользуясь двумя полученными формулами, можно рассчитать все
размеры топливного бака, задавшись только количеством горючего (£3).
Исследуем условия расхода топлива из такого рода бака (рис. 3).
Определим, будет ли иметь место равномерный секундный расход окис-
лителя из каждой секции бака при равномерном расходе горючего.
Заштрихованные места пуеть соответствуют оставшейся части топлива
для какого-то любого момента времени, взятого в период опорожне-
ния бака.
Условие правильного объемного отношения (стехиометрического)
оставшихся количеств компонентов топлива запишется так:
(Zj Zi)-j—(Z.a Z2)—й(£3 Z3). (4)
Как и раньше имеем
^1=^2+г3т3, (о)
8Х (£? — Z?) = 8Х (Z2 — ^2) -f- 83 (Z3 — Z2). (6)
Решая совместно два уравнения (4) и (6), получим искомое реше-
ние для каждого момента времени, для которого мы подставляем значе-
ние Z3. Для данного бака значения Lt, L2, L3 известны. .
Отсюда видим, что в баке рассматриваемой конструкции для сохра-
нения неподвижности ц.т. расход окислителя неравномерен, а для каж-
дой камеры бака — различен.
Таким образом, использование топливного бака, выполненного
согласно схеме 2, возможно только в том случае, если выходные трубо-
проводы этого бака будут снабжены особыми регуляторами расхода,
Рис. з
118
Рис. 4
Рис. 5
действующими по наперед заданному сложному закону. Однако необ-
ходимость употребления сложных регуляторов нейтрализует выгодность
рассматриваемой схемы бака перед другими (применение одной под-
вижной перегородки с вытекающей отсюда сравнительной легковесно-
стью). Действительно, благодаря всему изложенному, более выгодным
оказывается применение баков, выполненных согласно рис. 4 или 5
с двумя подвижными перегородками, не требующих никаких регуляторов,
поскольку секундный расход топлива из каждой секции бака постоянен.
Расчет относительной длины камер этих баков очень прост и выра-
жается одним уравнением (см. рис. 4 и 5)
_ ^2 —
С помощью соответствующего расчета площади сечения трубопро-
водов можно добиться того, что расход жидкого топлива из секций бака
примет требуемую величину. Вполне возможно, что диаметры отверстий
придется доводить опытным путем.
Для окончательного расчета корпуса ракеты на неподвижность ц.т.,
выполненного, например, согласно рис. 6, следует учесть влияние пере-
мещающихся частей конструкций, как-то подвижных поперечных пере-
городок. Это влияние может быть устранено симметричным расположе-
нием перегородок и в камерах с понижающимся уровнем жидкости
(рис. 6).
Наконец, следует учесть смещение ц.т. корпуса вследствие расхода
сжатого газа из аккумулятора давления. Этот сжатый газ должен слу-
жить либо для непосредственной подачи топлива в реактивный двига-
тель, либо в насосы, питающие этот двигатель.
Изменение веса сжатого газа в аккумуляторе 1 (рис. 6), полная
величина которого равна
(Р—р)оу,
удобно компенсировать смещением подвижной перегородки 2 с увеличен-
ным весом.
119
Рис. 6
Топливные баки с системой неподвижных перегородок могут быть
двух видов: у одних ц.т, при расходовании топлива сначала поднимается,
затем опускается на прежнее место, у других — наоборот. Сочетая эти
баки в одном корпусе, можно достигнуть того, что общий ц.т. ракеты
будет неподвижен *.
* На топливные баки ракеты с неподвижным центром тяжести автором получены
заявочное свидетельство № 96260/6720, 19 октября 1931 г. и авторское свидетельство
№ 1169, кл. 62-С-14. Архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 11, лл. 53—59, 113, 115, 130.
ОРМ № 2 *
(1931 г.)
Преимущество РМ со щелевыми струйными форсунками уже указыва-
лось в одном из предыдущих отчетов.
Конструкция ОРМ № 2 должна удовлетворять, между прочим, сле-
дующим требованиям:
1. Использование объемов к.сг. (отношение объема расходуемого
в секунду топлива к объему к.сг.) должно быть возможно большим.
2. Форма к.сг. должна быть возможно более проста.
3. Подводимое топливо должно равномерно заполнять все простран-
ство к.сг.
4. Конструкция форсунок должна способствовать наибыстрейшему
и полному смешению компонентов топлива в к.сг.
5. Число деталей, из которых состоит мотор, должно быть мини-
мальным.
6. Потеря напора топлива внутри мотора должна быть возможно
меньше.
7. Частично должно осуществляться охлаждение топливом наиболее
термически нагруженных частей к.сг.
8. Мощность ОРМ № *2 должна несколько превышать мощность
ОРМ № 1.
9. Трубопроводы должны быть (по возможности):
а) прямолинейными;
Ь) иметь непрерывный подъе.м в направлении движения топлива;
во избежание образования газовых мешков;
с) хорошо укреплены;
d) хорошо уплотнены, и это не должно влиять на сечение трубо-
проводов;
е) уплотнения должны быть легко доступными, и должна иметься
возможность легкой разборки трубопроводов.
Следует отметить, что ОРМ №2, обладая несомненными преимуще-
ствами перед ОРМ№ 1 во всех отношениях, состоит из 50 деталей, против
93 деталей ОРМ№ 1.
Определим величину гидродинамических потерь, вызываемых конст-
рукцией ОРМ № 2, пользуясь известным уравнением Бернулли. В каче-
стве топлива принимаем азоттетроксидтолуоловую смесь. Наибольший
расход топлива пусть составит 4800 г/с (см. ниже). На долю горючего
* Отчет ГДЛ, 28 июня 1931 г., архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 1, ед. хр. № 16, лл. 3—7.
Публикуется с сокращениями.
121
4800-18 oz?, f
придется, в этом случае ~------- =864 г/с, а па долю окислителя —
100
~ 4800~Б2 =3936 г/с.
100
В единицах объема это составит:
— для горючего 1000 см3/с;
3936
— для окислителя —— ^2700 см3/с.
Площадь истечения форсунок
— для горючего—4/2)== 43,00 — 34,21 = 8,79 см2;
— для окислителя — (/Л—^i) = 71,51—47,78=23,73 см2.
4
Следовательно, скорость впрыскивания в к.сг. составит:
1000 ,
— для горючего ^-^=114 см/с= 1,14 м/с;
— для окислителя — по условию равенства давления подачи, тс же
1,14 м/с.
Скорость движения в трубопроводе перед шариковыми клапанами:
горючего (0 14) -^9=650 см/с=6,5 м/с,
1,54
окислителя (2X0 20) ^°^=4,3 м/с*.
ОРМ № 2 снабжен набором сопел с dK, равным 20, 30 и 35 мм. Для
каждого сопла и давления (р) в к.сг. существует определенное значение
реактивной силы (/?). Определим последнюю для некоторых случаев,
имеющих практическое значение. Положим, что к.п.д. в ОРМ № 2 равен ,
25%, тогда 1 кг азоттетроксидтолуолового топлива даст импульс
200 кг-с/кг. В дальнейшем будем пользоваться формулой
\ак/
/ da\
I. Пусть dK—20 мм, fmin=3,14 см2, р=10 кг-см-2. Тогда су. 1,5; / | —к-0,5; /?1~
\«к/
= 1,50,5-3,14-10 = 23,5 кг.
Л 23,5-103
Потребный расход топлива Qi = —-------= 117 r-c~J.
11. Пусть dK=20 мм, Fmjn=3,14 см2, р—10 кг-см~2. Тогда с г 2,0; f
314-103
/?2=2,00,5-3,14-100=314 кг, Q2= 2 =1570 г-с'1.
III. Пусть dKe30 мм, </7minC37,07 см2, р=100 кгем-2, =2,0 0.5-7,07* 100--707 кг,
707
Q’= 200 =3>53 КГ-С"‘-
IV. Пусть rfKe35 мм, Гт1л=9,62 см2, р=10 кг см-2, Rt—1,5-0,5 • 9,62 • 10=72 кг,
72
Qt=200 =0’36 КГ-С_1-
V. Пусть dK=35 мм, FmlI1=9,62 см2, р= 100 кг-см-2, /?5=2,0 0,5-9,62-100—-960 кг,
960
Рассчитанные значения расхода топлива Q являются минимальными,
необходимыми для получения в к.сг. ОРМ № 2 давления, указанного
для каждого случая, и соответствующей реактивной силы, так какистин-
Расчет гидродинамического сопротивления в ОРМ-2 в данном издании опущен.
122
Рис. 1. ОРМ-2*
ный к.п.д. будет, вероятно, менее, чем принятые в основу расчетов25%.
Для определения использования объема в к.сг. следует брать отно-
шение объема расходуемого в единицу времени топлива к объему к.сг.
при вполне определенном термическом к.п.д.
Так, при термическом к.п.д., равном 25%, объем расходуемого азот-
тетроксидтолуолового топлива при максимальной мощности (р и d„)
л 4 8
составляет Q = —— = 3,7 л, что дает использование объема к.сг., равное
1,34
3,700 6
0,580“
При термическом к.п.д„ равном 70%, для той же мощности требует-
ся расход всего 3 кг топлива, что дает использование объема к.сг.,
равное 3,8.
Условимся при определении использования объема к.сг. относить
расход топлива к 70% термического к.п.д. и брать его для максимальной
мощности РМ.
Определим мощность ОРМ Кг 2, развиваемую им в V случае, т. е.
когда /?=960 кг, Q=4,8 кг-с-1, термический к.п.д. ip=25 %, теплотворная
способность = 1800 ккал/кг.
Мощность составит
М=427-1800-4,8-0,25=922320 кгм/с или Л4 = 922320 = 12 300 л.с.
В случае установки конического сопла термический к.п.д. по край-
ней мере удвоится, тогда ip=0,5 и М=1 845 000 кгм/с или М=24 600 л.с.
Управление ОРМ № 2 осуществляется с помощью той же уста-
новки, что и в случае ОРМ № 1.
Чертеж №341, архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед. хр. № 2, л. 2.
ТЕПЛОПОТЕРИ И ОХЛАЖДЕНИЕ РМ*
(1931 г.)
В РМ теплопотери могут происходить вследствие:
а) неполного расширения газов в сопле,
б) трения газов о внутренние стенки сопла и вихреобразования,
в) нагревания камеры сгорания и сопла, и их теплопроводности.
Первые два пункта потерь уменьшаются рациональной конструк-
цией сопла и подбором da/dK, угла а, шлифовкой и т. л. и являются
предметом специального исследования.
Действительными средствами для уменьшения теплопотерь согласно
пункту в) являются:
1. Уменьшение продолжительности сгорания топлива путем увели-
чения мощности РМ (расхода топлива).
2. Теплоизоляция стенки камеры, соприкасающейся с раскаленными
газами.
3. Охлаждение нагретых частей РМ жидким топливом с использо-
ванием отведенной теплоты на предварительный подогрев топлива.
Однако идти по пути увеличения мощности РМ дальше известного
предела очень невыгодно, ибо сильно увеличивается вес РМ, а главное—
вес системы подачи топлива в РМ. Выбор продолжительности действия
РМ должен диктоваться более важными факторами, чем теплопотери.
Применение термоизоляций является весьма желательным, при усло-
вии, что найдется материал, способный противостоять высокой темпе-
ратуре, развивающейся в РМ (см. отчет «Теплоизоляция к.сг. РМ»).
Однако применение изоляций для сопел исключается. В то время как
в к.сг. мы имеем незначительные значения для скорости поступательного
движения газовых масс, в сопле последние проносятся настолько быстро,
что всякая изоляция, которая не может иметь столь же гладкую поверх-
ность, что и металл, будет выноситься через сопло вместе с газами. Этим
существенным фактом и отличаются условия работы теплоизоляции
в к.сг. и в сопле. Опыты, проведенные в ГДЛ с различными изоляциями,
полностью подтвердили изложенное (см. отчет «Теплоизоляция
к.сг. РМ»).
Так как отношение величин внутренних поверхностей к.сг. к соплу
весьма значительно в случае реактивных снарядов ГДЛ, то для послед-
них вопрос о теплопотерях через сопло вследствие теплопроводности
не имеет практического значения. Иначе обстоит дело в случае РМ. Здесь
приходится обратиться к охлаждению сопла топливом как к единствен-
ному доступному средству использования отходящей теплоты.
Возможны еще другие пути уменьшения теплопотерь в сопле вслед-
ствие теплопроводности и даже трения — пути рационального подбора
♦ Отчет ГДЛ, 2 июля 1931 г., архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 1, ед. хр. № 19.
124
элементов сопла. С этой целью следует брать сопло с наименьшей внут-
ренней поверхностью при данных dK и daldK. Если принять во внимание
требование правильности газового потока внутри сопла (минимум вихре-
образования), то наименьшая поверхность для данных dK и da/dK полу-
чится при максимальном допустимом угле растворения конуса сопла.
Эта особенность в конструировании сопла осуществляется также и по при-
чинам другого рода, исходящим из требования минимального веса сопла,
легкости его изготовления и т. п.
Итак, для сопла РМ необходимо охлаждение извне не только для
уменьшения теплопотерь, но, главным образом, с целью сохранения мате-
риальной части.
Что касается к.сг. РМ, то поскольку в ней может быть использована
теплоизоляция, надобность в охлаждении топливом в значительной мере
ослабляется или отпадает вовсе. Последнее особенно желательно для
тех случаев, когда в качестве компонентов топлива употребляются сжи-
женные газы, т. е. жидкости с весьма низкой температурой кипения.
Качество теплоизоляции в значительной мере определяет конструк-
цию РМ.
Во всяком случае нужно следить, чтобы температура рабочих частей
РМ не поднималась выше 300° С во избежание ухудшения механических
свойств металлических частей конструкции. Это замечание не может
относиться к внутренней стенке к.сг. в случае отсутствия изоляции.
В ОРМ№3, где внутренний стакан подвижен, охлаждение его
и заодно сопла является необходимым для исключения возможности
пригорания стаканов.
Выгодно охлаждать РМ самим жидким топливом не только с целью
уменьшения теплопотерь, но и чтобы не увеличивать мертвый вес РЛА
посторонней жидкостью.
Окислитель обычно обладает более низкой по сравнению с горючим
температурой кипения, благодаря чему использование окислителя в целях
охлаждения РМ представляет значительные технические затруднения,
и, ввиду неизбежного обильного испарения окислителя, едва ли найдет
применение. Таким образом, охлаждение, если не целиком, то главным
образом, должно совершаться жидким горючим.
Желательно, чтобы охлаждающий компонент топлива обладал
не только значительной температурой кипения, но и большой теплоем-
костью. Наивысшая температура, до
которой будет нагреваться охлажда-
ющая жидкость, не должна дохо-
дить до температуры ее кипения.
В табл. 1 приведены значения
температур кипения некоторых ком-
понентов топлив при нормальном
давлении и критическом.
Данные этой таблицы показы-
вают, что если охлаждающее топли-
во прогонять вдоль мотора под неко-
торым давлением, то допустимая
температура нагрева топлива (до
наступления кипения) значительно
повышается. Прогоняя топливо
через охлаждающие рубашки РМ
при давлении подачи, например, после пасоса или под давлением сжа-
того газа из аккумулятора давления, мы можем частично использовать
для охлаждения некоторые окислители и даже жидкий ацетилен. Этому
способствует тот факт, что с целью повышения термического к. п. д. РМ
и увеличения мощности РМ, давление подачи топлива в к. сг. мало бу-
дет отличаться до 100 кг/см2.
Таблица I
Вещество Температура кипения» °C при давлении Критичес- кое давление, кг/см2
нормальном критичес- ком
n2o4 22—26 158 97
С7Н8 110,5 321 40
в4н10 16-17 — —
ВбН12 — — —
С2Н2 -83,6 35,5 61,6
®2Hq -182,8 -118,8 49,7
°3lfq —112 — 92,3
125
Зависимость точки кипения от давления для N2O4 выражается урав-
нением
/»С=-----—------—273 + 2°,’*
6,37 — 1g р ~
где р — давление в кг/см* 2. Согласно этому уравнению при 50 кг/см2
N2O4 кипит при 130° С, а при 75 кг/см2 — при 145’ С.
Для толуола известно аналогичное уравнение
f С=-----—------=273 + 3° С.
4,57- 1g р ~
Поскольку величина теплопотери прямо пропорциональна внутрен-
ней поверхности к.сг. РМ, очевидно, что форма к.сг. и ее относительные
размеры играют значительную роль в величине этих потерь. Очевидно,
выгодно с этой точки зрения употреблять к.сг., обладающую наимень-
шей поверхностью при заданном объеме, т. е. к.сг. сферической и близ-
кой к ней формы. Однако соображения конструктивного и иного харак-
тера, более важные по своей сущности, не позволяют воспользоваться
этими заключениями в желаемой мере.
Следует отметить еще весьма важный пункт, что относительное зна-
чение теплопотери убывает с увеличением мощности РМ, так как объемы
к.сг. растут быстрее, чем их поверхности. Понятно, что сказанное не,будет
справедливо для тех РМ, у которых не соблюдается указанное соотно-
шение между объемом и поверхностью к.сг.
Характер термодинамического расчета охлаждения к.сг. РМ жидко-
стью достаточно известен.
Однако путем теоретических вычислений задача не может быть
решена ни для одного такого конкретного случая, при котором тепло-
передача от газа к внутренней стенке к.сг. происходит при тех давле-
ниях и температурах, которые имеют место в ж.сг. РМ. Незнание коэф-
фициентов теплопередач обесценивает громоздкие термодинамические
подсчеты и заставляет обратиться к опыту как к единственному методу
удовлетворительного разрешения подобных задач.
Так, теплопередача от раскаленных газов через стенку к.сг., состоя-
щую, скажем, из двух плотно прилегающих концентрических слоев
из разных твердых материалов цилиндрической формы (ОРМ № 1,
ОРМ № 3) к охлаждающему топливу, выражается формулой (см. проф.
Тен-Бош, «Теплопередача», стр. 79)
с=-
1
------—-----------------(»| - »л).
1 t Г \ Га ' А
4- - In + — In
a0ra ГI ?
где а,- — коэффициент теплопередачи от газов к внутренней стенке к.сг.;
аа — коэффициент теплопередачи от внешней стенки к.сг. наружу; Л —
теплопроводность стенки к.сг.; г, — внутренний радиус к.сг.; г — радиус
раздела; га — внешний радиус к.сг.; — температура в к.сг.; &а— тем-
пература охлаждающего топлива.
Относительно коэффициента at- известно только, что он сильно воз-
растает при высоких давлениях и температурах.
Таким образом, потребную толщину охлаждающего слоя жидкости
и скорость течения последней, связанные между собой заданным рас-
ходом топлива, нужно определять опытным путем.
Опытные исследования теплопотерь наиболее просты в случае реак-
тивных камер на порохах. Изготовленная из одного металла реактивная
камера, снаряженная шашкой и помещенная в калориметр, позволит
126
определить количество потерянной теплоты, приходящейся на единицу
внутренней поверхности к.сг. в течение всего сжигания для взятой тол-
щины стенки к.сг. интересующей нас формы.
Время полного сгорания узнается с помощью снятия диаграммы
на регистраторе реактивной силы.
Подобного рода данные следует определить для нескольких пред-
ставляющих в данном случае интерес металлов (сталь, кольчугалюми-
ний, электрон, красная медь), причем давление в опытной камере должно
равняться рабочему.
Аналогичные опыты следует провести в случае различных термоизо-
ляций разной толщины в реактивной камере с целью определения полез-
ного действия изоляций.
Собранный таким образом материал и представит собой те данные,
в которых ГДЛ ощущает надобность при конструировании реактивных
снарядов.
Проведенные в ГДЛ опытные исследования дали для величин тепло-
потерь в условиях реактивных камер ГДЛ ориентировочно 10% общего
количества, выделяющегося в камере тепла. Однако точность этих изме-
рений оставляет желать лучшего.
Опытные исследования теплопотерь и системы охлаждения в случае
РМ много сложнее. Но постановка этих исследований необходима.
МЕТОДЫ ИЗМЕРЕНИЙ И ПРИБОРЫ К ОРМ *
(1931 г.)
Независимо от того, какого рода исследования проводятся с ОРМ»
необходимо одновременно регистрировать:
1) давление в к. сг.;
2) реактивную силу;
3) удельный расход горючего;
4) удельный расход окислителя;
5) время.
Незнание одного из этих пяти характеризующих режим работы
ОРМ данных не дает возможности составить ясное представление
о характере происходящих в к. сг. явлений.
Регистрировать давление подачи в к. сг. ОРМ горючего и окисли-
теля также имеет смысл, ибо эти величины характеризуют работу нагне-
тания. Действительно, давление подачи определяется, с одной стороны,.
гидродинамическим сопротивлением частей конструкции, подводящих
топливо в к. сг., с другой стороны — скоростью впрыскивания в к. сг.;
причем эта скорость для данного расхода топлива определяется пло-
щадью выходного сечения форсунок (струйных). Таким образом, для'
одного и того же удельного расхода топлива давление подачи может
принимать всевозможные значения в зависимости от конструкции РМ.
Удобнее всего было бы, чтобы указанные выше пять процессов
записывались на одной ленте регистратора относительно одной оси
абсцисс, из одной начальной точки. Этот регистратор, очевидно, должен
быть рассчитан на пять процессов.
Для использования одного регистратора с целью записи всех про-
цессов, необходимо, чтобы приборы, измеряющие эти процессы, могли
воздействовать на регистратор однородным путем. С этой целью
пришлось разработать и сконструировать совершенно новые приборы
для измерения интересующих величин.
В качестве регистратора принимается электромагнитный осцилло-
граф Сименса и Гальске, а все показания измерительных приборов
преобразуются в электрический ток, дающий соответствующую запись
на пленке осциллографа. Этот способ тем выгоднее отличается от дру-
гих, что позволяет получать диаграмму весьма значительной ширины
(до 120 мм). При записи достаточно тонкой линией может быть достиг-
нута значительная точность регистрации (см. отчет «Регистратор
с фотозаписью реактивного и активного действия струи и давления»**).
При помощи прессера реактивной силы и прессера давления
(см. тот же отчет) осуществляется измерение первых двух процессов.
* Отчет ГДЛ, 1 авг. 1931 г.» архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 20.
** Отчет ГДЛ, 11 июня 1930 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 10.
128
Значение удельного расхода топлива определяется также специ-
ально сконструированным .прибором следующего устройства. С помощью
обычной вертушки Вольтмана, помещенной в трубопроводе, поток
топлива приводит во вращение через червячную передачу металличе-
ский диск, находящийся вне трубопровода. Этот диск вместе с постоян-
ным магнитом, между полюсами которого он вращается, образует
динамо Фарадея, электродвижущая сила Е которой связана таким
образом с числом п оборотов вертушки Вольтмана, площадью сечения
—— вращающего диска и магнитной индукцией В постоянного магнита
Е=п В-10~8 вольт.
4
Для вертушки же Вольтмана имеем
л
Q=---ап
4
где Q — расход топлива; D — диаметр трубопровода; а — шаг винтовой
поверхности вертушки; п — число оборотов вертушки. Тогда

л£>2
4 g
^~В- 10-8
4
Е= Г Ю81Е.
L В & J
Таким образом, расход топлива может определяться по напряжению,
развиваемому описанным выше прибором, так как величины, входящие
в квадратные скобки, суть постоянные.
В качестве системы диск — магнит был использован счетчик элек-
трической энергии после некоторого, изменения. К тому же счетный
механизм электросчетчика позволял использовать прибор не только
в качестве указателя удельного расхода топлива, по и полного,
что весьма ценно.
С помощью прессеров реактивной силы и давления, описанного
измерителя удельного расхода топлива создается возможность одновре-
менной записи всех этих процессов на пленке осциллографа. Путем
параллельного включения лабораторных милливольтметров создается
возможность одновременного с записью визуального контроля режима
работы РМ, что является просто необходимым для учета расхода каж-
дого компонента топлива и давления в к. сг. и управления мотором
(рис. 1).
5 1208
129"
Рис. 2. Схема опытного стенда для испытания ОРМ:
1 — броневые плиты или бетонные стенки: 2 — ОРМ; 3, 3 —
топливные трубопроводы; 4, 4 — топливные баки; 5, 5 — тру-
бопроводы сжатого газа; 6, 6 — батареи баллонов сжатого
газа; 7 — кабина управления; 8 — бетонированная площадка:
9 — возвышение для установки мотора; 10 — манодетандеры
Время отмечается либо с помощью замыкающего электроцепь
маятника с малым периодом качания, либо с помощью камертона
с большим периодом.
Такого рода система регистрации позволяет вынести приборы
управления и регистрации на достаточное расстояние от ОРМ, чтобы
обезопасить обслуживающую аппаратуру и людей. Кроме того,
создается возможность централизовать все приборы управления,
тем самым облегчив работу с мотором.
На рис. 2 приведена схема опытного стенда для испытания ОРМ.
отличающаяся безопасностью при обслуживании и централизацией
управления.
Управление батареями сжатого газа и подачей топлива в к. сг. ука-
зано в отчете «Управление ОРМ № 1 и опыты с ним».
130
СТАБИЛИЗАЦИЯ НАПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТА РЛА1
(1931 г.) *
Установлено предыдущими работами, что искомая стабилизация может
осуществляться путем применения топливных баков особой конструкции
с неподвижным ц. т., плавников и газоструйно-жироскопической систе-
мы. Практически, достаточно применения каких-либо двух перечислен-
ных выше средств стабилизации, чтобы получить желаемый эффект.
Понятно, что для каждой комбинации этот эффект будет различен.
Следует остановиться еще на ином методе стабилизации, заключа-
ющемся в том, что если к телу приложить в одной точке постоянно
по направлению действующую силу, тело примет такое положение
в пространстве, при котором линия, соединяющая ц. т. тела с точкой
приложения действующей силы, совпадает с направлением действия
этой силы. Таким образом, ориентация тела в пространстве вполне
определяется направлением действующей силы, и если эта сила неиз-
менна по направлению, то тем самым осуществляется стабилизация
направления перемещения тела.
На рис. 1 представлена схема сил, действующих на тело, при такой
системе стабилизации Пара сил R, R' стремится вырав-
нять тело; ц. т. испытывает ускорение (R"=R). Понятно, что чем боль-
ше плечо а пары и сила R, тем больше величина выравнивающей пары.
В случае РЛА непременное условие неизменности направления
в пространстве действующей (реактивной) силы, т. е. РМ, достигается
установкой РМ между головкой РЛА и ц. т. последнего в специальном
1 См. «Взлет РЛА», 1 часть (сноска в подлиннике).
* Отчет ГДЛ, 24 июня 1931 г., архив ГДЛ-ОКБ, фонд № 1, on. № 1,
ед. хр. № 1609, лл. 114—117.
5*
131
Рис. 4
карданном подвесе, обеспе-
чивающем отсутствие влия-
ния перемещения корпуса
РЛА на ориентацию РМ.
Если установить РМ на
карданном подвесе на оси
РЛА (в головке последне-
го), согласно рис. 2, то
вследствие того, что равно-
действующая Р реактивной
силы R и силы земного тяго-
тения Rg не совпадает
с осью симметрии РЛА,
сила сопротивления воздуха,
при условии что ц. т. выше ц. давления воздуха, будет противодейство-
вать выравнивающему действию реактивной тяги, что вызовет нежела-
тельную потерю части скорости РЛА. Интересно, что в этом случае
пе возникнет опрокидывающей пары сил, как при обычном креплении
РМ, а только восстанавливающая пара.
В виду этого РМ следует устанавливать сбоку от оси симметрии
РЛА между ц. т. последнего и его головкой, согласно рис. 3. При этом
угол р, под которым РМ должен быть ориентирован относительно длин-
ной оси РЛА, определяется общим методом, указанным в работе
«Взлет РЛА» 1 ч. В этом случае длинная ось РЛА будет совпадать
с направлением его движения. Расстояние а между ц. т. РЛА и точкой
приложения реактивной силы (местом крепления РМ) выбирается
в связи с величиной R (см. выше).
Рассматриваемое средство стабилизации совершенно не зависит
от окружающей среды и одинаково действенно как в воздухе, так и пу-
стоте. По этой причине РЛА с карданно подвешенным РМ не нуждается
в плавниках. Последние, помимо того, что они утяжеляют РЛА и созда-
ют лишние потери на сопротивление воздуха, вообще мало пригодны
при скоростях РЛА, больших скорости звука, ибо в этом случае плав-
ники окажутся в заснарядной пустоте. Большую же часть атмосферы
РЛА, как известно, пролетает со скоростью, значительно превышающей
скорость звука.
Для того же, чтобы заставить плоскостные стабилизаторы работать
и при больших скоростях, их необходимо выносить возможно дальше
от корпуса РЛА, согласно рис. 4, что еще более снизит ценность такой
стабилизации ввиду значительного увеличения лобового сопротивления
РЛА и общего мертвого веса.
Следует отметить, что ц. т. РМ должен лежать на оси карданного
подвеса (рис. 5).
При этого рода стабилизации в значительной степени облегчается
прицеливание РЛА. Небольшая неправильность в угле возвышения
пусковой фермы не играет никакой роли, лишь бы РМ был точно уста-
новлен в своем подвесе (под определенным углом к горизонту), что
легко осуществимо. По вылете в воздухе РМ выровняет РЛА. РМ сле-
дует защитить от действия на него потока воздуха, закрыв его обшив-
кой РЛА.
Отмечу, что вытекающая из сопла РМ струя газов не оказывает
никакого практически ощутимого стабилизирующего действия *.
* На управление полетом РЛА описанным методом и установку двигателя в ра-
кете на кардане автором получено заявочное свидетельство № 96137/6704, 17 октября
1931 г., Архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 11, лл. 91, 106—110, 60.
О ГОРЕНИИ готовых жидких топливных
СМЕСЕЙ В ПОЛУЗАМКНУТОМ ОБЪЕМЕ *
(1931 г.)
Ракетные двигатели по способу образования рабочей смеси могут быть
разделены на две главные группы: 1) двигатели, в которых образова-
ние рабочей смеси (смешение компонентов топлива — окислителя
и горючего) происходит непосредственно в камере сгорания, так что
горение смеси происходит по мере ее образования; 2) двигатели, в кото-
рых смешение компонентов происходит до их поступления в камеру
сгорания. В последнем случае компоненты топлива могут храниться
в баках в виде стойкого раствора или же смешиваться в отдельной
камере непосредственно перед поступлением в камеру сгорания.
Осуществление ракетных двигателей второй группы представляет
большой интерес, так как в этих двигателях легче достигнуть совершен-
ного смешения компонентов и, следовательно, максимальной полноты
сгорания. В результате, при прочих равных условиях к. п. д. и литровая
мощность двигателей второй группы должны быть выше, чем у двига-
телей первой группы.
Описываемые ниже опыты были предприняты для накопления
некоторых предварительных данных о характере горения готовой
жидкой топливной смеси (окислителя и горючего) с той целью, чтобы
использовать этот опыт при разработке ракетных двигателей второй
группы.
В качестве жидкой смеси исследовались растворы бензола, толуола
и бензина в азотном тетроксиде N2O4, представляющие интерес как топ-
лива для ракетного двигателя. Соотношение компонентов бралось
из расчета на полное сгорание.
Подобного рода смеси были предложены Тюрпеиом* 1 еще в 1881 г.
в качестве взрывчатых веществ и известны под названием панкластитов.
Эти растворы применялись во Франции в конце империалистической
войны для снаряжения авиационных бомб2. Относительно взрывчатых
свойств этих смесей в литературе отмечено, что они способны детониро-
вать от капсюля гремучей ртути, и исследована чувствительность
их к ударам, трению и температуре3.
Смесь азотного тетроксида с 35% по объему (21% по весу) легкого
бензина дает скорость детонации 7100 м/с, а смесь его же с 40%
по объему (35% по весу) нитробензола дает скорость детонации
7650 м/с4.
* Отчет ГДЛ, 31 декабря 1931 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1 ед. хр. № 21; опуб-
ликован в сборнике «Ракетная техника», вып. 6, 1937 г., стр. 137—145.
1 Французские патенты 146497 (1881) и 147676 (1882).
2 Каст. Взрывчатые вещества и средства воспламенения, 1932.
3 «Zeitschr. f. S. и S>. 14, 81 и 103 (1919).
4 Паскаль. Взрывчатые вещества, пороха, боевые газы. 1932.
133
Ввиду того, что в литературе не имеется определенных и сколько-
нибудь подробных сведений о взрывчатых свойствах панкластитов,
воспламеняемых без детонационного запала, а тем более о характере
горения в полузамкнутом объеме (камера с соплом), автором было
предпринято опытное исследование, результаты которого изложены
ниже.
Употреблявшийся азотный тетроксид получался путем разложения
нитрата свинца *. Бензол, толуол и бензин были технические и потому
при смешении с азотным тетроксидом давали небольшой осадок, выпа-
давший сразу при смешении* 2. Этот раствор после приготовления
отстаивался в течение нескольких секунд до осаждения продуктов реак-
ции, после чего потребное количество его сливалось в камеру сгорания.
Смешение велось при нормальной температуре.
Работа была выполнена в 1931 г. в Газодинамической лаборатории.
1. ГОРЕНИЕ ПРИ АТМОСФЕРНОМ ДАВЛЕНИИ
Сжигание готовых топливных смесей под атмосферным давлением
производилось в открытых с одного конца стальных толстостенных
стаканах с внутренними размерами: диаметр до 35 мм, высота до 120 мм.
Наибольшее количество топливной смеси, подвергавшейся сжиганию
в стакане, не превышало 70 см3, т. е. 90 г. Воспламенение осуществля-
лось преимущественно с помощью бикфордова шнура или стопинной
нити со стороны открытой поверхности жидкости.
Сжигались смеси азотного тетроксида с бензином, бензолом
и толуолом. В открытом стакане все эти смеси горели спокойно парал-
лельными слоями со стороны открытой поверхности жидкости.
При высоте столба смеси в стакане в 70 мм смесь постепенно сгорала
в течение 35—45 с, чему соответствует скорость горения порядка 2 мм
в секунду.
Значительное влияние на равномерность, а также на продолжи-
тельность горения (в сторону его удлинения) оказывало присутствие
продуктов реакции компонентов раствора в тех случаях, когда осадок,
образующийся при смешении, не удалялся.
Горение сопровождалось ярким пламенем светло-голубого цвета
и слабым шипящим звуком.
Следует отметить интересный факт, что смеси горели только
с открытой поверхности и параллельными слоями даже в том случае,
когда воспламенение смеси производилось изнутри. При воспламенении
электрическим мостиком сопротивления или искровой свечой, погру-
женными в жидкость, последняя воспламенялась в месте разряда,
изнутри. Продукты сгорания, выходя наружу, воспламеняли открытую
поверхность жидкости, после чего устанавливалось спокойное горение
смеси параллельными слоями.
2. ГОРЕНИЕ ПРИ ПОВЫШЕННОМ ДАВЛЕНИИ
1 серия. С целью выяснения характера горения раствора бензина
в азотном тетроксиде при давлении выше атмосферного производились
сжигания этой смеси в прочной стальной камере с внутренним объемом
в 140 см3, снабженной в верхней крышке цилиндрическим соплом для
выпуска продуктов сгорания (рис. 1). Воспламенение производилось
стопинной нитью или электрическим мостиком сопротивления, причем
воспламенитель помещался над уровнем жидкости.
* В. П. Глушко. Жидкое топливо для реактивных двигателей, ч. 1, с. 83, 1936.
2 Там же, стр. 113 и далее.
134
Эта камера была снабжена
предохранительным клапаном
(см. рис. 1, слева) и крсшерпым
прибором для определения дав-
ления (см. рис. 1, справа). Порог
чувствительности крешерного
прибора, работавшего на цилинд-
ро-конических крешерах, состав-
ляет 7—8 кг/см2. Предохранитель-
ный клапан снабжен фибровой
прокладкой, срезающейся непо-
средственным давлением газов
при давлении в камере около
300 кг/см2.
Наполнение камеры топлив-
ной смесью производилось после
сборки через отверстие сопла.
При опытах был использо-
ван набор сопел с диаметром кри-
тического сечения от 3,4 до 12 мм.
Во время испытания за каме-
рами производилось наблюдение
с помощью зеркал. ।
В табл. 1 приведены условия
и результаты опытов с этой ка- Рис. 1
мерой.
При первом х:с опыте сжигания 25 см3 азоттстроксид+бензин при
диаметре отверстия сопла 4,22 мм и воспламенении стопинной нитью
произошел взрыв детонационного характера, раздробивший камеру
в мелкие куски.
Для уменьшения давления в камере диаметр отверстия сопла был
увеличен до 12 мм, а заряд смеси уменьшен до 10 см3. При этих усло-
виях было получено равномерное горение, сопровождавшееся слабым
шипением и длившееся 8—10 с. Из сопла выходил язычок пламени
бледно-голубого цвета, длиной около 50 мм. За это время камера успе-
вала довольно сильно прогреться. Крешерный прибор давления не пока-
зывал, что совместно со слабым звуковым эффектом свидетельствует
о том, что в камере развивалось давление, ненамного превышающее
атмосферное.
Для увеличения давления был произведен ряд опытов с меньшими
критическими диаметрами сопла, именно: 12; 6,25; 5,5; 5; 4,75;
4,5; 4 и 3,4 мм. При каждом сопле сжигались различные количества
топливной смеси от 8 см3 и в отдельных случаях до 30 и 50 см3.
В большинстве случаев крешерный прибор давления нс показывал,
и изменение величины заряда сопровождалось лишь соответственным
изменением продолжительности горения, которая сказалась прямо
пропорциональной величине заряда. Это свидетельствует о том, что
горение жидкости происходило параллельными слоями по открытой
поверхности.
В одном из опытов (№ 10), именно при заряде в 25 см3, диаметре
сопла 6,25 мм и воспламенении стопинной нитью крешер отметил
максимальное давление в 26 кг/см2. При повторении этого опыта и даже
при увеличении заряда до 30 см3 и 50 см3 крешер давления нс показал.
При заряде в 20 см3, диаметре сопла 5,5 мм и воспламенений сто-
пинной питью (опыт № 14) произошел весьма сильный взрыв, разру-
шивший тяжелую стальную дюймовую плиту, на которой стояла камера,
сама же камера была раздроблена в куски, бесспорно свидстсльствую-
135
Таблица 1
№ оиы га Критичес- кий диаметр сопла, мм Заря т, см3 Наиболь- шее давле- ние по кре- шеру, кг/см2 Способ зажигания Характер горения Примечание
1 4,22 25 — Стопинной НИТЬЮ Детонация Камера раз- дроблена
2 3 4 12,0 10 10 15 — Стопинной нитью Мостиком Мостиком Спокойное горение
5 4,5 13 360 Мостиком Взрыв Камера оста- лась целой; про- кладка предо- хранительного клапана выбита
6 7 8 9 10 11 12 6,25 8 10 15 20 25 30 50 26 Мостиком Мостиком Мостиком Мостиком Стопинной нитью Стопинной нитью Стопинной нитью Спокойное горение
13 14 10 20 — Спокойное горение Детонация Камера раз-
15 16 17 18 19 20 5,5 10 13 15 17 20 30 — Стопинной нитью Спокойное горение дроблена, про- кладка клапа- на выбита
21 22 23 24 5,0 8 11 15 25 — Стопинной нитью Спокойное горение
25 26 27 4,75 8 12 25 — Стопинной нитью Спокойное горение
28 29 30 4,5 8 12 25 — Стопинной нитью Спокойное горение
31 32 4,0 8 15 — Стопинной нитью Спокойное горение
33 31 3,4 10 10 — Стопинной нитью Спокойное горение Детонация Прокладка клапана выби- та. Крешер по- казал 3500 кг/см2. Ка- меру раздроби- ло
136
щие о детонационном характере взрыва. Предохранительный клапан
после взрыва был найден целым; фибровая прокладка в нем оказалась
выбитой.
Важно отметить, что из восьми опытов, произведенных в совер-
шенно одинаковых условиях (камера, сопло, воспламенение и состав
смеси) при зарядах от 10 до 30 см3 все, кроме одного вышеописанного
случая, прошли благополучно — смесь горела, как под атмосферным
давлением. Более того, последующее уменьшение диаметра сопла
до 4,5 мм при заряде 25 см3 не привело к ощутимо-му повышению дав-
ления в камере.
В опыте № 5 при заряде в 13 см3 и диаметре сопла 4.5 мм (воспла-
менение мостиком) давление в камере резко поднялось до 360 кг/см2,
прокладка предохранительного клапана была выбита, и давление сразу
же упало до атмосферного, однако жидкость успела выгореть к этому
моменту. Этот случай является единственным среди опытов с описанной
камерой, когда получилось быстрое нарастание давления до высокого
значения, не перешедшее в детонацию. При повторении опыта в тех же
условиях и даже при увеличении заряда до 25 см3 каждый раз получа-
лось спокойное горение без обжатия крешера. Более того, даже умень-
шение диаметра сопла до 4 мм ничего не изменило.
Было также произведено два сжигания 10 см3 смеси при сопле
3,4 мм и воспламенении стопинной нитью (опыты № 33 и 34). Первое
сжигание прошло благополучно, и крешер не показал никакого обжа-
тия. При втором таком же опыте камеру разорвало. Крешерный прибор,
оказавшийся поврежденным лишь снаружи, показал давление
3500 кг/см2, при котором, очевидно, его выбило из нарезного очка
в камере. Предохранительный клапан также был найден, его фибровая
прокладка оказалась срезанной, следовательно, клапан также сработал.
Из 34 произведенных в описанной камере сжиганий получено почти
10% разрывов.
В этих опытах представило интерес получение горения, хотя бы
интенсивного (взрыва), при давлениях порядка 50—500 кг/см2 без
перехода в детонацию. Как уже сказано, достигнуть положительного
результата не удалось, если не считать одного, случайного характера
взрыва, давшего давление 360 кг/см2. Во всех же остальных опытах
или вообще по получалось заметного давления (порог чувствительности
крешера 7—8 кг/см2), или же происходило резкое нарастание давления,
переходившее в детонацию.
2 серия. Так как при первой серии опытов достигнуть устойчи-
вого горения смеси под повышенным давлением не удалось, то мето-
дика опытов была изменена с соответственным изменением конструкции
опытной камеры.
Поскольку топливная смесь в первой серии опытов в большинстве
случаев не развивала желаемого давления, решено было создать
его искусственным путем, с помощью небольшого порохового заряда,
помещенного над жидкостью. В качестве такого заряда была приме-
нена короткая трубочка из бездымного пороха 10/45, насаженная
на железный крючок, прикрепленный к контактной втулке, служащей
для подвода электрического тока. Лля обеспечения воспламенения
пороховой трубки в ее канал вставлялась ленточка стопина. Порох
10/45 взят с той целью, чтобы получить медленное нарастание дав-
ления.
Для получения желаемого начального давления при небольшом
пороховом заряде было применено сопло-клапан, устройство которого
видно из рис. 2. Сопло закрывалось сплошной фибровой прокладкой,
удерживаемой поджимным кольцом. Толщина прокладки подбиралась
с таким расчетом, чтобы опа срезалась при достижении определенного
137
Рис. 2
давления. Замер давления производился крешер-
ным прибором, ввинчивавшимся в боковую стен-
ку камеры.
Диаметр отверстия сопла взят большим
(20 мм) с той целью, чтобы облегчить выход
газам после того, как выбита фибровая проклад-
ка, и тем самым уменьшить вероятность разрыва
камеры в случае быстрого нарастания давления.
Перед завинчиванием сопловой крышки
в камеру наливалась топливная смесь, приготов-
ленная так, как это указывалось ранее. В каче-
стве горючего во всех описанных ниже опытах
употреблялся толуол.
Для тарирования сопла-клапана в камере
производилось сжигание только порохового за-
ряда. Объем камеры описанного устройства был
около 135 см3. Результаты тарирования клапана
следующие: при одной фибровой прокладке тол-
щиной в 1,5 мм и при заряде в 3 г пороха среза-
ние (редко прорыв) прокладки происходило при
давлении в 50—70 кг/см2. Тот же заряд пробивал
две прокладки по 1,5 мм толщиной при давлении
100—120 кг/см2.
Этот заряд употреблялся и при испытании
растворов, а наибольшее давление, развиваемое
пороховым зарядом, регулировалось путем изме-
нения числа устанавливаемых прокладок.
Условия температуры и давления пороховых газов, действию
которых подвергалась топливная смесь в такой камере, прибли-
жаются к действительным условиям в камере сгорания ракетного
двигателя.
В этой камере было произведено 12 сжиганий жидкого топлива.
Условия и результаты опытов приведены в табл. 2.
При одной прокладке в клапане было произведено 8 сжиганий,
причем заряд топлива изменялся в пределах от 5 до 10 см3. Из этого
числа 6 опытов сопровождались следующими явлениями: после сре-
зания прокладки воспламененное порохом топливо горело как под
атмосферным давлением. Из остальных двух опытов в № 5 пороховая
трубка незначительно обгорела, в то время как прокладка сопла была
выбита сильным взрывом. Очевидно, воспламененная током лента
стопина зажгла пары топлива, которые взорвали раствор. Ввиду же
чрезвычайной быстроты горения жидкого топлива при повышенном
давлении пороховая трубка не успела догореть и затухла вследствие
резкого падения давления после вскрытия сопла. Смесь же к этому
моменту успела полностью сгореть.
В этом опыте сжигалось 5 см3 топлива. Возможно, что если бы заряд
был несколько больше, взрыв успел бы перейти в детонацию. Действи-
тельно, при восьмом опыте с одной прокладкой и при заряде топлива
в 10 см3 прокладка была выбита, а камера разорвана в нижней ее части,
причем, судя по характеру взрыва, имела место детонация.
При двух прокладках в сопле-клапане было произведено четыре
опыта. Величина заряда топлива в первых трех опытах была 5 см3.
Сгорание смеси происходило очень быстро, сопровождаясь резким
сильным звуком и выбиванием прокладок; пороховая трубка успевала
только слегка обгореть и оставалась в камере на крючке, что опять-
таки указывает на более быстрое сгорание испытывавшегося жидкого
топлива по сравнению с бездымным порохом.
138
Таблица 2
№ опыта Заряд, см3 Число прокла- док Вышибное давление для прокладок, кг/см2 Характер горения Примечание
1 б 1 50—75 Спокойное горение Прокладку выбило, после чего жидкость до- горала, как под атмо- сферным давлением
2 10 1 50—75 Спокойное горение То же
3 10 1 50—75 Спокойное горение То же
4 10 1 50-75 Детонация Камеру раздробило в нижней части. Проклад- ка клапана срезана
5 5 1 50—75 Энергичное горение Пороховая трубка ед- ва обгорела. Топливная смесь сгорела сразу. Прокладка клапана вы- бита
6 7 1 50—75 Спокойное горение Прокладку выбило, после чего жидкость до- горала, как под атмо- сферным давлением
7 10 1 50—75 Спокойное горение То же
8 10 1 50-75 Спокойное горение То же
9 5 2 100-120 Энергичное горение Прокладку клапана срезало. Смесь сгорела сразу при выстреле. По- роховая трубка обгорела на одну треть
10 5 2 100-120 Энергичное горение Пороховая трубка слегка обгорела. Про- кладку клапана срезало. Смесь сгорела сразу, при выстреле
11 5 2 100-120 Энергичное горение То же
12 8 2 100-120 Детонация Камеру раздробило в нижней части. Прокладка клапана срезана
В четвертом опыте (№ 12) заряд смеси был взят в 8 см3, прочие
условия оставлены те же. На этот раз камера была раздроблена взры-
вом детонационного характера. Прокладки клапана оказались
выбитыми.
Таким образом, всего было проведено 46 опытов сжигания в камере
с соплом. Из 46 сжиганий имели место 17 случаев горения с повышен-
ным давлением; из числа последних 5 опытов или 30% сопровождались
детонацией (рис. 3).
Возможность осуществления подачи в камеру сгорания двигателя
жидких компонентов топлива в заранее смешанном состоянии стоит
в непосредственной связи с характером горения готовых топливных
смесей под повышенным давлением. Проведенные опыты позволяют
составить некоторое представление о работе двигателя с предвари-
тельным смешением, так как в условиях наших испытаний в сущности
использовалась схема такого двигателя с той лишь разницей, что вместо
непрерывного потока смеси в камеру использовался неподвижный столб
жидкой смеси.
139
Рис. 3
Основной вывод, который может быть сделан на основании выпол-
ненной работы, состоит в. том, что готовая жидкая смесь окйслителя
и горючего испытанного состава1 при повышенных давлениях горит
весьма , неустойчиво с явно выраженной склонностью к детонации,
в- которую легко переходит из обычного горения. Горение под повышен-
ным давлением неизменно кончалось детонацией, если только для 'этого
хватало величина заряда, так как этот переход требует известного
промежутка времени, в течение которого скорость горения, постепенно
возрастая, достигает значения, отвечающего детонационному горению.
Для устойчивой работы двигателя необходимо, чтобы скорость
подачи готовой жидкой смеси по питательному трубопроводу в камере
сгорания точно равнялась скорости распространения реакции горения
в топливе. Понятно, что в случай детонации жидкого раствора, когда
скорость распространения горения измеряется несколькими километ-
рами в секунду, конструкция неизбежно будет раздроблена.
Таким образом, можно'заключить, что подача ^в камеру сгорания
обычными способами готовых смесей
азотного тетроксида с бензином или
толуолом или подобных им взрывчатых
растворов окислителей и горючих не поз-
волит достигнуть устойчивой и безопас-
ной работы двигателя.
Однако поскольку вероятность удов-
летворительного решения этой проблемы
определяется возможностью управления
процессом горения, то можно думать, что
рядом искусственных мер проблема мо-
жет быть решена удовлетворительно.
Такими мерами могут служить, с одной
стороны, подбор топлив с более устойчи-
* ОРМ — описанный в статье ЖРД, испыты-
вавшийся на готовых жидких топливных смесях,
изготовленный по. восстановленным автором эс-
кизам.
Рис. 4. ОРМ*
140
вой и ограниченной скоростью горения, а также их физико-химическая
подготовка, с другой — соответствующее конструктивное выполнение
двигателя, например, с неоднократно предлагавшейся подачей жидкой
смеси через систему отверстий достаточно малого сечения, чтобы исклю-
чить передачу огня в питательные органы. Известно, что в трубках
малого сечения, порядка долей одного миллиметра, процесс горения и
детонации жидких взрывчатых веществ не удается вызвать даже весьма
мощным импульсом.
Только в том случае, если бы удалось осуществить условия работы,
исключающие возможность детонации, или найти недетонирующую
смесь окислителя и горючего, которые были бы способны взаимно рас-
творяться без химического взаимодействия и оба существовать в жидком
состоянии при температуре и давлении их использования, можно было
бы построить безопасный двигатель с подачей готовой смеси в камеру
сгорания.
НАСОСНЫЙ АГРЕГАТ *
(1932 г.)
* Чертеж, январь 1932 г., архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед. хр. № 101, л. 2.
В 1931—1932 гг. автором была разработана конструкция насосного агрегата для
питания азоттетроксидтолуолового реактивного двигателя с тягой до 300 кг. Поршне-
вые насосы окислителя и горючего, так же как и приводящий их поршневой газовый
двигатель — двустороннего действия. В 1932 г. насосный агрегат был изготовлен и под-
вергнут испытаниям (см. «Альбом конструкций ЖРД», М., 1958, стр. 24).
ОТЧЕТ ПО ОПЫТАМ С РЕАКТИВНЫМИ МОТОРАМИ,
ПРОВЕДЕННЫМИ ПО 1 сентября 1932 года *
(1932 г.)
СОСТОЯНИЕ ДЕЛА ЗА ГРАНИЦЕЙ И В СССР
К проектированию и осуществлению реактивных моторов па жидком
топливе на Западе приступили раньше, чем у нас. Так, к 1929 г. отно-
сятся работы группы Оберта, Винклера, Зандера, Валье и др., в то время
как в Газодинамической лаборатории теоретическая проработка и про-
ектно-конструкторская работы начались с 192& года, опытные же работы
относятся лишь к 1930 году **.
Однако, несмотря на это, на западе до сих пор не выработана еще
ни одна удачная конструкция, не построен еще ни один надежный, доста-
точно мощный для практического использования реактивный мотор.
Показательным является состояние этих работ в Германии за последние
годы. 1929 г. — начало работ с реактивным мотором, является годом
всеобщего увлечения реактивными аппаратами, вплоть до составления
фантастических проектов полетов на Луну. Оберт подписал контракт
с фирмой «Уфа» на посылку ракеты на 50 км вверх. Инженеры разра-
батывали планы трансатлантических почтовых и пассажирских ракет-
ных сообщений с Америкой. Все газеты помещали на своих столбцах
сообщения, свидетельствующие о том значительном внимании, которое
промышленные и военные круги уделяли реактивному мотору.
По истечении года наступило заметное охлаждение, вызванное труд-
ностью дела. Построить реактивный мотор на жидком топливе оказалось
труднее, чем предполагали. Построенные моторы взрывались во время
опытов, либо не давали существенного «эффекта. Несколько человек было
убито, были и раненые. В результате после года работы и,ожидания
многие работники стали отходить от этого дела совсем, либо идти по пути
наименьшего сопротивления — работать с реактивными моторами
на карбюрированном газе, что по существу является отказом от потреб-
ного реактивного двигателя. В результате появились моторы, струи кото-
рых задуваются ветром. Примитивные реактивные аппараты с такими
моторами летят кое-как лишь на несколько десятков метров и в редких
случаях на несколько сот метров.
* Дело ГДЛ, 19 сентября 1932 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 22. Пуб-
ликуется с сокращениями.
** В подлиннике указаны годы 1931 и 1932 соответственно. Это неточно. В 1929 г.
разрабатывались средства испытания двигателей. В 1930 г. разработаны чертежи ОРМ-1
и спущены в производство. Согласно сохранившемуся отчету ГДЛ за 1930 г. в разра-
ботке находились двигатели на азотной кислоте с толуолом и на азотном тетроксиде
с толуолом. В 1930 г. были проведены экспериментальные работы на р.дв. на бездым-
ном порохе по отработке формы сопла, теплоизоляции (керамической) и др. для ЖРД.
В 1930 г. были разработаны топлива для ЖРД, получено несколько авторских свиде-
тельств на средства стендовых измерений для ЖРД, конструкции ЖРД, РЛЛ и топ-
лива для них. В 1931 г. проведено около 50 стендовых огневых испытаний с ОРМ па
азотном тетроксиде с горючим. В отчете названы сроки начала расширенных работ по
ЖРД в ГДЛ (примеч. автора).
143
Трудность дела, недостаточно серьезный подход к делу и отсутствие
достаточных средств привели к тому, затишью, в котором это дело
сейчас находится в Германии.
Нет сомнения, что это затишье не повсеместное и временное, ибо
слишком уж актуальна проблема реактивного движения.
Опыты 2-го сектора ГДЛ с реактивными моторами на жидком топ-
ливе являются первыми в СССР, так как профессор Стечкин (ЦАГИ)
и инженер Цандер (ЦАГИ, МосГИРД) работали с карбюрированным
газообразным воздухом (бензовоздушной смесью).
ЦЕЛЬ ОПЫТОВ
К сожалению все известные ГДЛ опыты, проводившиеся за границей,
не являются систематическими, не носят серьезный исследовательский
характер, так что почерпнуть что-либо из них не представляется воз-
можным. Вследствие этого задача создания потребного реактивного
мотора решалась совершенно самостоятельно, для чего было решено
провести ряд систематических опытов с целью исследования:
1. Методов зажигания в реактивном моторе;
2. Способов пуска реактивного мотора;
3. Устойчивости и длительности работы реактивного мотора;
4. Давления в реактивном моторе;
5. Температуры в реактивном моторе;
6. Развиваемой мотором реактивной силы.
Все эти обстоятельства должны быть освещены для нескольких
топлив, предполагаемых к использованию в реактивном моторе.
Как видно из этого перечня, была поставлена цель овладеть важ-
нейшими основами конструирования реактивных моторов и управле-
ния ими.
В настоящем отчете представлены решения не всех поставленных
задач и не в полном объеме, так как опытные работы еще ведутся.
АППАРАТУРА И ОПЫТНАЯ МОТОРНАЯ УСТАНОВКА
Схема опытной моторной установки, с которой производились все описан-
ные ниже опыты, представлена на рис. 1. В баллоне 1 находился сжатый
газ (чаще азот) под давлением около 150 кг/см2. Обычно употреблялись
два баллона, соединенные друг с другом, как показано на рис. 2 и 3.
Сжатый газ поступал через вентиль 2 и манометр 3 с помощью газо-
провода 4 в тройник 5 с двумя клапанами (см. рис. 1 и 4). Как видно
из фотографии, клапаны эти запорные, шариковые и выполнены,
как и все трубопроводы, из дюраля. Клапаны соединяются газог
проводами 6 и 7 с топливными баками 8 и 9 и установлены с той целью,
чтобы исключить возможность смешения компонентов топлива в случае
обратного удара жидкости из баков, а также в том случае, если эти ком-
поненты летучи, как например, жидкий кислород, азоттетроксид.
Употреблявшееся топливо состояло из двух компонентов: окислителя
и горючего. В качестве окислителей испытывались: жидкий кислород,
жидкий воздух, азоттетроксид и дымящая азотная кислота; в качестве
горючего: очищенный бензин, авиационный бензин (с 50% бензола)
и толуол.
Жидкие кислород, азотную кислоту и воздух получали на заводах.
Азоттетроксид изготавливался на собственном опытном заводе лабо-
ратории.
Баки для топлива делались толстостенными с расчетом на рабочее
давление в них в 100 кг/см2. Для сжиженных газов были изготовлены
двухстенные баки с промежутком между ними, заполненным углекис-
лотой, благодаря чему при наливании сжиженного газа во внутренний
144
Рис. 1. Общий вид установки для питания и управления питанием опыт*
пых реактивных моторов. Подача топлива сжатым газом
сосуд углекислота сжижалась, и в промежутке между стенками этих
двух камер образовывалась пустота, служившая тепловой изоляцией.
Для получения лучшего вакуума в этот промежуток предварительно
вводилось некоторое количество активированного угля. На рис. 5 пред-
ставлен 20-литровый бак для жидкого кислорода или воздуха описан-
ного устройства. Помимо этого применялся также 6-литровый бак той же
конструкции. Для азоттетроксида и азотной кислоты был изготовлен бак
с внутренней алюминиевой облицовкой, так как эти окислители разъ-
едают сталь. На рис. 6 изображены два таких бака, один в собранном
и один в разобранном состоянии. Изготовлены эти баки из 6 гаубичных
снарядов. На вывинченной из бака крышке видна внутренняя арматура:
штуцер с боковыми отверстиями для впуска сжатого газа и подъемная
трубка для жидкости. Рабочая емкость описанного бака составляет 4,5 л.
Аналогичен по устройству бак для горючего с той лишь разницей,
что он не нуждается в алюминиевой облицовке. Емкость его 6 л.
На рис. 7 представлена верхняя часть 20-литрового бака для жид-
кого кислорода с присоединенным газопроводом (слева), идущим
от тройника, и топливопроводом (справа), идущим к мотору.
Рис. 2
Рис. 3
145
Размеры приме-
нявшихся трубопрово-
дов: для окислителя —
020/22, 020/24 и
0 10/12, для горюче-
го — 0 10/12; матери-
ал — дураль. Для
облегчения монтажа
моторной установки
топливопроводы были
сделаны с компенсато-
рами.
Уплотнения в мес-
тах присоединения тру-
бопроводов достига-
лись путем применения
Рис-4 ножевой обтюрации
(см. отчет). С помо-
щью топливопроводов 10 и 11 (см. рис. 1) баки 8 и 9 соединяются
с мотором 12, установленным на тяжелой стальной плите 13.
На рис. 8 представлен общий вид моторной установки, снятый
сейчас же после работы мотора на жидком воздухе и авиабензине.
На рис. 1 представлена схема зажигания свечей мотора от. высоко-
вольтного стартового авиационного магнето 14 фирмы Бош. На рис. 8,9
и 10 видна подводка проводов сверху к свечам мотора.
Давление в камере сгорания мотора на первом, этапе опытов изме-
рялось с помощью крешерного прибора и цилиндро-конических креше-
ров. Крешерный прибор ввинчивался в стенку камеры сгорания мотора.
С целью уменьшения возможности пригорания поршня к стенкам канала
крешерного прибора поршень изолировался от горящего топлива медной
пробочкой, пришлифованной к стенкам канала. Расположение крешер-
ного прибора на моторе видно на фотографии (см. рис. 10, на переднем
плане). ‘
Рис. 5
Рис. 6
146
Рис. 7
Рис. 8
Рис. 9 Рис. 10
Рис. 12
Рис. 11
147
Опыты проводились с реактивными моторами № 4, 5 и 8, отличаю*
щимися друг от друга лишь конструкцией топливных форсунок.
Удобства ради опытные реактивные моторы называются нами сокра*
щенно по начальным буквам: ОРМ.
На рис. 8 представлен ОРМ № 4, на рис. 10 ОРМ № 5 и на рис. 11
и 12 — ОРМ № 8 в собранном и разобранном виде. ..
Материалом для моторов служила обычная поделочная сталь.
В опытах с упомянутыми моторами не преследовалась цель полу-
чения мощного мотора. Моторы конструировались с таким расчетом, что-
бы с их помощью можно было разрешить ряд важнейших вопросов,
например, о зажигании, влиянии температуры на ‘материальную часть
и т.< п. (см. выше), не требующих большой мощности мотора. Ввиду
этого применялось распиливание топлива в камере сгорания мотора,
как дающее хорошее смешение компонентов топлива при малых его;
расходах, т. е. при малых мощностях'.
Изменение в соотношении количеств компонентов топлив, поступаю-
щих в мотор, достигалось путем диафрагмирования топливопроводов.
Всего было произведено 18 пусков моторов, результат которых
представлен ниже.
Опыты вел начальник 2-го сектора ГДЛ инженер В. П. Глушко.
Монтаж моторной установки производил техник Е. Н. Кузьмин.
РЕЗУЛЬТАТЫ ОПЫТОВ.
ЗАЖИГАНИЕ В РЕАКТИВНОМ МОТОРЕ
1. Была разработана и осуществлена специальная установка для иссле-
дования легкости воспламенения различных.-топлив вмомент смещения
их компонентов (рис. 13). Укрепленная в зажиме штатива металличе-
ская трубка снабжена в верхней своей части отверстием, через которое
эта трубка наполняется окислителем. Отверстие закрывается пробкой,
поставленной на резьбе. В нижней части эта трубка снабжается смен-
ными форсунками, через которые содержимое трубки выпрыскивается
в стальную камеру, установленную на основании, штатива. Продавли-
вание окислителя через форсунку достигается посредством сжатого.газа,
поступающего из баллона по толстостенному шлангу. .
Порядок опыта с этой установкой был такой. В металлическую
трубку наливался окислитель, причем предварительно отверстия форсун-
ки чем-либо плотно прикрывались или замазывались, чтобы жидкость
не могла вытекать. В стальную камеру наливалось горючее, зажигалось
и горело спокойным беззвучным пламенем за счет кислорода воздуха.
Рис. 13
Вслед за этим при открытии
вентиля -баллона с углекис-
лым газом начиналась по-
дача окислителя на откры-
тую горящую поверхность
горючего. По тому, как про-
текало при этом горение го-
рючего, можно было судить
о характере воспламенения
смеси испытуемых компо-
нентов.
Особого внимания зас-
луживают опыты, проведен-
ные с этим прибором для
испытания топлива^ в кото-
рое окислителем входит
азотная кислота. Как в этих
так и во всех других опытах
148
с реактивными моторами применялась азотная кислота с содержанием
моногидрата в пределах 92—94,5% и окислов азота 4—5%. Остальных
кримесей (хлор, железо, серная кислота, твердые остатки) было около
0.01%. Удельный вес — около 1,52—1,56.
С помощью струйных форсунок (0 3 или 4 мм) азотная кислота
впрыскивалась в горящий бензин (или толуол), но смешения и участия
азотной кислоты в горении не наблюдалось. Только при энергичном рас-
пиливании азотной кислоты на горящую поверхность бензина (или
толуола) интенсивность горения возрастала, вследствие участия в нем
кислоты. Цвет пламени при этом переходил из бледного голубого в
оранжевый и даже белый. Размеры пламени значительно возрастали.
Это обстоятельство было учтено, и азотная кислота употреблялась
лишь в тех ОРМ, в которых было предусмотрено интенсивное смешение
компонентов топлива.
На этой установке была испытана также пригодность для сжигания
в мотбре азотной кислоты с пониженным содержанием окислов азота.
Последние способствуют горению топлива, однако делают азотную
кислоту несколько неудобной в обращении, вследствие своего непрерыв-
ного выделения в виде ядовитых, едких, бурых паров. •
Азотная кислота с 5%-ным содержанием окислов азота продувалась
нейтральным газом (углекислотой, азотом) до получения желаемой
степени прозрачности. Полученная таким образом кислота испытывалась
на воспламенение и смешение с горючим в описанной выше установке.
Опыты показали, что уменьшение содержания окислов азота затруд-
няет воспламенение. При содержании окислов азота менее 1—2% вос-
пламенение получалось не всегда, и горение было неустойчивым даже
при довольно интенсивном распылении. Однако 2%-ное содержание
окислов оказалось вполне достаточным для получения нормального
горения, что позволяет отказаться в случае необходимости от красной
азотной кислоты и перейти па слабо окрашенную (желтую).
2. Проводилось изучение способов воспламенения топлива в момент
смешения его компонентов в камере сгорания ОРМ. Работа заключалась
в нахождении наилучших способов воспламенения топлива при пуске
ОРМ с помощью известных в технике приемов и устройств (свечи,
мостики и т. п.), а также в изыскании новых путей к решению задачи.
Технические требования к этому способу воспламенения заключа-
ются в безотказности зажигания в момент пуска мотора при любом
запаздывании в подаче одного из компонентов топлива и при любой
начальной подаче количества топлива, в пределах расчетной мощности
реактивного мотора.
В реактивном моторе необходимо получить лишь начальное зажи-
гание при его пуске. В дальнейшем горение будет поддерживаться
от раскаленных стенок камеры сгорания и находящихся в последней
продуктов горения.
Следует отметить, что решение должно быть найдено для двух слу-
чаев применения моторов:
1) для моторов однократного употребления (например, на дально-
бойных реактивных летательных аппаратах);
2) для моторов многократного употребления, при повторных пусках
без возможности разборки моторов между пусками (например, если РМ
установлен на самолете и должен несколько раз включаться и выклю-
чаться во время одного полета).
Понятно, что зажигание, пригодное во втором случае, годится
и для первого.
Органы зажигания, расположенные в камере сгорания, должны про-
тивостоять окислительной атмосфере и высокой температуре, развиваю-
щейся в камере сгорания реактивного мотора (не сгорать ине плавить-
149
ся), и давать достаточно энергичный и устойчивый воспламенительный
очаг, чтобы каким-либо компонентом топлива его не могло залить.
Различные устройства для зажигания по-разному ведут себя при
работе реактивного мотора на разных топливах. Более того, метод зажи-
гания, пригодный для одного топлива, может оказаться негодным для
топлива другого состава. Ввиду этого все испытывавшиеся методы
зажигания проверялись на всех топливах, предполагающихся к исполь-
зованию в реактивном моторе.
3. Испытанию подвергались слюдяные авиасвсчи лучших марок:
K.L.G. и СС5а. Как показали предварительные испытания на механиче-
скую прочность, эти свечи вполне пригодны при рабочем давлении в ка-
мере сгорания .мотора в 100 кг/см2 (при этих испытаниях в камере сго-
рания сжигался заряд, состоявший из нескольких шашек ГДЛ).
4. Опыты показали, что при пуске мотора на жидком кислороде
или жидком воздухе в качестве окислителей электроды свечей весьма
часто покрывались инеем вследствие переохлаждения парами сжижен-
ного газа и отказывали в работе. Свечи оказались особенно чувстви-
тельны к запаздыванию подачи одного из компонентов топлива, что
действительно для топлив всех испытывавшихся составов.
5. В случае жидких кислорода или воздуха, обогащенного кисло-
родом, все электроды свечей K.L.G. и СС5а расплавлялись. Опыта ради
эти электроды были заменены несколько более массивными медными,
причем концы их не имели острых кромок. Несмотря на это, электроды
расплавились.
6. В случае азотной кислоты в качестве окислителя наблюдалось
расплавление боковых электродов свечей СС5а, вынесенных наружу
от корпуса свечи. Центральный же электрод не расплавлялся, равным
образом, как и электроды свечи K.L.G F-12 (или F-15), запрятанные
в корпус свечи.
Однако свечи не пригодны для РМ, работающих па азотной кислоте,
вследствие недостаточной интенсивности и устойчивости искры. Вслед-
ствие трудной смешиваемости азотной кислоты с горючим здесь требу-
ется особо устойчивое и интенсивное пламя. Обычно свечи заливаются
топливом и дают отказ. Пустить мотор на азотной кислоте от свечей
удалось лишь один раз.
7. Ввиду изложенного, решено было отказаться от свечей для зажи-
гания в РМ.
Испытанию подвергался другой способ зажигания — от медленно
горящей пороховой шашки, помещенной в камеру сгорания мотора и вос-
пламеняемой через сопло гальванической трубкой от индуктора или акку-
мулятора перед подачей топлива. Понятно, что для повторного пуска
мотора в камеру сгорания необходимо вновь ввести шашку, поэтому этот
способ не пригоден для повторных пусков моторов (см. выше).
8. Испытанию подверглись шашки из пироксилино-тротилового поро*
ха размером , изготовленные 5 сектором ГДЛ (см. рис. 11, слева
от мотора, рядом — гальваническая трубка). Горела шашка в моторе
плохо, неустойчиво, не всегда с пламенем, вследствие чего при работе
на азотной кислоте были случаи, что шашка заливалась топливом, гасла
и мотор не работал, либо зажигание действовало не сразу, в камере
сгорания успевало накопиться некоторое, хотя и незначительное, коли-
чество топлива, и мотор разрывало.
Устойчивого горения шашки с пламенем не удалось добиться,
несмотря на применение энергичных запалов (пороховая мякоть, поро-
ховая мякоть с алюминием).
* Наружный диаметр — 23 мм, диаметр внутреннего осевого канала — 0 мм, вы-
сота — 23 мм.
150
9. В том случае, когда мотор работал на жидком кислороде или
жидком воздухе, обогащенном кислородом, и пары окислителя вследст-
вие испарения в бакс могли свободно проходить в камеру сгорания перед
влеком мотора, шашка горела очень интенсивно, и зажигание получалось
отличным.
Время горения шашки в моторе различно и зависит от условий горе-
еия (размеров сопловых отверстий и состава окружающей атмосферы).
При работе на жидкохМ кислороде упомянутая шашка горела около
6—7 с,— длительность, вполне достаточная для получения надежного
зажигания при пуске мотора.
Таким образом, был найден и проверен надежный способ зажигания
в моторе при работе на жидком кислороде.
10. Для случая азотной кислоты было решено изготовить шашки
специального состава, которые давали бы интенсивное пламя, достаточ-
ную продолжительность горения (6—7 с) при небольших размерах
и не оставляли после себя много твердых остатков.
В результате многих испытаний изготовленных опытных шашек
различного состава остановились на шашке, состоящей из трех составов:
Основной состав, %
Барий азотнокислый...................................................73
Алюминиевая пудра...................................................13.5
Магниевый порошок...................................................13,5
На 100 г состава бралось 5 г литографской олифы.
Заготовочный состав, %
Пороховая мякоть..............60
Калиевая селитра ................ 30
Сера..........................10
На 100 г состава бралось 4 г литографской олифы.
Промежуточный состав, °,о
Основной состав .......................................................... 50
Заготовочный состав .......................................................50
На 100 г смеси — 4 г литографской олифы.
При изготовлении одной шашки размером на дно матрицы
насыпалось, г:
пороховой мякоти..........................................................0,5
заготовочного состава ................................................. 1
промежуточного состава.................................................1.5
основного состава........................................................16
промежуточного состава..................................................1,5
заготовочного состава ................................................. 1
пороховой мякоти................................’.......................0,5
При сжигании этих шашек в камере сгорания ОРМ не наблюдалось
оплавления входных и выходных острых кромок сопловых отверстий,
а также электродов свечей. После сжигания этой шашки форсунки
мотора легко продувались, следовательно, не забивались твердыми
остатками горения шашки. Длительность горения 6—7 с. Вследствие
наличия магния и алюминия температура горения шашки велика, что
обеспечивает зажигание. Горение шашки сопровождается весьма ярким
белым пламенем, что очень ценно, ибо позволяет судить по цвету пламе-
ни о начале и прекращении горения зажигательной шашки.
Многократные испытания показали полную пригодность этих шашек
для зажигания при работе моторов на азотной кислоте в качестве окис-
лителя.
151
ПУСК РЕАКТИВНОГО МОТОРА
Знание явлений, происходящих в моторной установке в момент пуска
РМ, является существенно необходимым не только для нормальной рабо-
ты РМ, но и во избежание катастрофы. Как известно из предыдущих
отчетов, топливные жидкие смеси весьма склонны к детонации, будучи
взяты в самых незначительных количествах, что необходимо иметь в виду.
В зависимости от того, подастся топливо в РМ сжатым газом
из аккумулятора давления или насосом той или иной конструкции,
условия пуска устройств, подающих топливо, могут меняться. На пуск
же реактивного мотора во всех случаях существенное влияние оказывали
лишь: начальное зажигание (его интенсивность и своевременность),
характер изменения (увеличения) давления подачи топлива и свойства
топливных компонентов (смешиваемость, легкость воспламенения и др.).
В случае опоздания зажигания, по причине ли недостаточной его
интенсивности или несвоевременности возбуждения, в камере сгорания
накоплялось некоторое количество топливной смеси, детонировавшей
в момент зажигания. Во избежание накопления в камере сгорания
значительного количества топлива при отказе зажигания, сопловые
отверстия располагались таким образом, чтобы вся образующаяся смесь
вытекала через них наружу. Однако этого не всегда было достаточно.
Из отчета «Исследование характера горения готовых топливных смесей,
помещенных в замкнутом и полузамкнутом объемах» (1931 г.) следует,
что для разрыва камеры, по размерам и крепости примерно одинаковой
с ОРМ, достаточно лишь несколько кубических сантиметров топлива
(4—5 см3).
Весьма большое значение при пуске РМ имеет и характер изменения
давления подачи топлива. Это значение тем большее, чем труднее смеши-
ваются и воспламеняются компоненты топлива в камере сгорания.
Следует отметить, что смешение компонентов топлива имело место
лишь в камере сгорания и достигалось за счет кинетической энергии
впрыскиваемых компонентов. Поэтому, чем больше было давление
подачи, тем энергичнее и лучше смешивались эти компоненты.
Когда при пуске РМ давление подачи топлива повышалось из осто-
рожности медленно, вытекавшие из форсунок компоненты не получали
должного смешения и частично выливались через сопловые отверстия,
частично же оставались в камере сгорания, пока не воспламенялись
ч не разрывали мотор.
Таким образом, даже в случае вполне исправного зажигания мог
иметь место взрыв из-за неумелого пуска мотора.
С целью получения воспламенения топлива в момент поступления
в камеру сгорания необходимо было быстро поднять давление подачи,
чтобы компоненты топлива могли хорошо смешаться.
В условиях проводившихся опытов та или иная скорость изменения
давления подачи топлива достигалась более или менее быстрым откры-
тием маховичков вентилей баллонов со сжатым газом (см. рис. 1 и 3).
При резком поднятии давления подачи и при нормальном зажига-
нии воспламенение топлива осуществлялось вполне удовлетворительно.
Однако при этом происходили другие нежелательные явления. Мотор
начинал работать не с постоянным давлением, а толчками, периодически
следовавшими друг за другом через 1—1,5 с, и постепенно затухавшими.
Когда давление подачи поднималось слишком быстро (резкое откры-
тие вентилей баллонов), эти толчки носили характер сильных взрывов.
Во время одного из этих толчков мотор разорвало со значительной силой,
судя по немногим найденным деформировавшимся осколкам.
Толчкообразная работа мотора при пуске объясняется слишком
резким открытием вентилей баллонов со сжатым газом. При этом полу-
чался удар газа о поверхность жидкости в топливных баках, в резуль-
152
тате чего в системе баллоны —
газопроводы — баки — топли-
вопроводы — мотор возникали
упругие колебания наполняю-
щих се газа и жидкости.
Большой период колеба-
вши (1—1,5 с) объясняется
значительной длиной трубо-
проводов и имевшим место
значительным свободным объ-
емом в баках над жидкостями.
Вполне естественно, что во
время этих толчков, вследствие
неправильной подачи топлива
в камеру сгорания следовал
взрыв, разрушавший мотор.
Итак, медленное открытие вентилей баллонов, т. е. медленное под-
нятие давления в моторной установке, как не дающее падежного смеше-
ния компонентов топлива, приводит к разрыву мотора. В особенности
это относится к трудно смешиваемым компонентам, как например, азот-
ная кислота и углеводороды. Резкое повышение давления подачи топлива
вызывает опасные колебания, также могущие привести к разрыву реак-
тивного мотора.
Для получения нормального пуска РМ необходимо употреблять
плавное, но не слишком медленное поднятие давления в баках.
При выяснении изложенных выше правил пуска реактивных моторов
было разорвано несколько моторов ОРМ № 8. На рис. 14 изображены
осколки одного из этих моторов и вырезанные куски трубопроводов,
поврежденных осколками мотора. О силе этих взрывов, обычно детона-
ционного характера, можно судить по тому, что одновременно с мотором
разрушалась и броневая плита, к которой мотор был прикреплен
болтом.
Пуски мотора, производившиеся в согласии с указанными прави-
лами, протекали вполне благополучно.
Следует отметить, что за все время работы реактивного мотора
наиболее опасным моментом следует признать именно момент его пуска.
Вторым опасным моментом является остановка мотора в том случае,
когда в топливопроводах (в баках) имеется неиспользованное топливо,
причем, если по прекращении подачи газа из баллонов это топливо может
некоторое время поступать в камеру сгорания под убывающим давле-
нием оставшегося в баках и газопроводах сжатого газа. Однако, поста-
вив на топливопроводах у мотора обратные клапаны и быстро выпуская
сжатый газ из баков или поставив лишь на топливопроводах у мотора
запорные вентили, можно добиться безопасной остановки мотора.
В практике работы с реактивными моторами мною наблюдался лишь
один раз разрыв мотора при его остановке, когда не все содержимое
баков было использовано.
ТЕМПЕРАТУРА В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ РМ
Величина температуры, развивающейся в камере сгорания РМ, зависит
от рода используемого топлива. Наивысшую температуру дает жидкий
кислород с углеводородами, наинизшую — азотная кислота с углеводо-
родами, и среднюю — азоттетроксид с тем же горючим.
Температура горения топлива должна интересовать нас с точки зре-
ния влияния ее на материальную часть мотора.
Измерение температуры еще не удалось провести, несмотря
на попытки введения в камеру сгорания вольфрамовых и молибденовых
153
Рис. 15
Рис. 16
Рис. 17
Рис. 18
проволок для исследования их
на оплавление. Эти опыты еще
не окончены.
Опыты с ОРМ № 4 и ОРМ
№ 5 показали, что при сжига-
нии топлива состава жидкий
кислород+ авиационный бен- *
зин в камере сгорания разви-
вается столь высокая темпера-
тура, что ей не могут противо-.
стоять стальные стенки каме-г •
ры. Последние расплавляются
по истечении нескольких се-
кунд после пуска мотора, точ-
но под действием мощной ав-
тогенной горелки. На рис. 15
представлен ОРМ № 5, рас-
плавление которого было за-
мечено и мотор был. останов-
лен. На снимке видна часть
камеры, выплавленная в том
месте, где ранее было 10-мил-
лиметровое сопловое отвер-
стие.
На рис. 16, 17 и 18 пред-
ставлен расплавленный при
тех же условиях ОРМ № 8
(давление в камере сгорания
около 50 кг/см2; время дейст-
вия 10—12 сек). Следует отме-
тить, что толщина стенок ка-
меры сгорания в ОРМ № 5
и ОРМ № 8 составляла 10 мм.
Таким образом, для работы нз
жидком кислороде в качестве
окислителя необходимо защи-
тить внутренние стенки каме-
ры сгорания от действия высо-
кой температуры с помощью
термоизоляции и в случае не-
достаточности этого средства
прибегнуть еще к динамиче-
скому охлаждению топливом.
Динамическое охлаждение
топливом «нежелательно в том
отношении, что вносит услож-
нения в конструкцию мотора.
К тому же, в случае рассмат-
риваемого топлива одного это-
го охлаждения недостаточно.
В настоящее время произ-
водятся подготовительные
опыты по подбору термоизоля-
ции к мотору, работающему
на жидком кислороде.
При азотной кислоте в ка-
честве окислителя явления
154
давления также имеют место, но сказываются в несравненно меньшей
~едени. Так, наблюдалось лишь расплавление боковых (вынесенных
гаэужу от корпуса свечи) электродов свечи СС5а, при длительности
работы мотора в 1 мин.
Реактивный мотор (описанной конструкции), работавший на азот-
нти кислоте, не нуждается ни в термоизоляции,' ни в охлаждении
гадливом, при условии, что в камере сгорания отсутствуют острые
Хлступы, кромки и тому подобные места, претерпевающие чрезмерные
•термические Напряжения.
Тепловые явления, происходящие с мотором, работающим на азот-
нзй кислоте, одинаковы с теми, которые имели место в случае работы
::отора на жидком воздухе, обогащенном кислородом (испарялся до 1/6
своего первоначального объема).
ДАВЛЕНИЕ В РЕАКТИВНОМ МОТОРЕ
Давление в моторной установке замерялось в газопроводе у баллонов
со сжатым газом с'помощью сменных манометров с максимальными
давлениями на 8; 40; 100 и 150 кг/см2. Давление в камере сгорания было
несколько меньше показываемого манометром, на величину падения
Рис. 19 *
Огневое испытание ОРМ-12 на стенде (1932 г.).
155
давления в трубопроводах и форсунках мотора. Однако сечения трубо-
проводов были достаточно велики (0 20/24, 20/22, 10/12), а длины
их достаточно малы (1,5—2,5 м) и поэтому падение давления было
незначительно по сравнению с общим давлением.
Работа велась при различных избыточных давлениях от долей атмо-
сферы до 50 кг/см2 на топливах состава: окислители — жидкий кислород,
жидкий воздух, азотная кислота; горючее — бензин, толуол.
Измерения давления в камере сгорания мотора крешерным прибо-
ром, описанным ранее, показали максимальное давление в 64 кг/см2.
Показания крешерного прибора обычно были меньше действительного,
так как медная пробочка, закрывающая поршень, часто пригорала,
а иногда расплавлялась (см. рис. 16 и 17) уже при пуске мотора, вслед-
ствие чего крешерный столбик часто не успевал заметно обжаться. Ввиду
этого от крешерного прибора пришлось отказаться.
Следует отметить как правило для топлив всех указанных выше
составов, что с повышением давления в моторе качество сгорания и
устойчивость горения топлива улучшались. Звук получался равномернее
и цвет струи чище. При этом возрастало количество подаваемого топли-
ва, но скорость горения увеличивалась в еще большей степени.
Важно, что при весьма малых давлениях подачи, порядка несколь-
ких атмосфер, и в случае трудно смешивающихся компонентов топлива
(азотная кислота и углеводороды), мотор работал очень неустойчиво.
Земляной
Рис. 20. Исполнительная схема стенда для испытаний ЖРД (1932 г.) *
* Общий вид моторной установки на полигоне, черт. инв. № 44 с. архив ГДЛ-ОКБ.
оп. № 2, ед. хр. № 102, л. 1.
156
с хлопками, что вполне согласуется с изложенным в главе о пуске
мотора.
В настоящее время кончается изготовление специальной аппаратуры
для измерения и записи на вращающемся барабане давления в камере
сгорания реактивного мотора.
УСТОЙЧИВОСТЬ И ДЛИТЕЛЬНОСТЬ РАБОТЫ РМ.
АКУСТИЧЕСКИЙ ЭФФЕКТ
В том случае, если работа мотора велась не при слишком слабом
давлении и без резких изменений последнего, мотор работал вполне
устойчиво до полного израсходования запаса топлива. Наибольшая
длительность непрерывной работы реактивного мотора составляла 1 мин
(на азотной кислоте и углеводородах).
Сила звука, сопровождающего работу мотора и вызываемого исте-
кающей из сопла струей (рис. 19), пропорциональна давлению в камере
сгорания. Чем это давление больше, тем сильнее звуковой эффект.
При давлениях в 50 кг/см2 и выше звук получался весьма сильный.
ЦЕЛЬ БЛИЖАЙШИХ ОПЫТОВ
1) Подбор теплоизоляции для РМ на жидком кислороде.
2) Запись регистратором давления в РМ.
3) Запись регистратором реактивной силы, развиваемой моторами.
ОРМ-4 — ОРМ-22 *
(1932 г.)
Рис. 2. ОРМ-5. Форсунки струй-
но-щелевые 2
* В 1932 г. были разработаны конструкции ЖРД с номерами от ОРМ-4 по
ОРМ-22, из них 13 типов были изготовлены и И испытаны (см. «Альбом конструкций
ОРМ», 1935 г. и «Альбом конструкций ЖРД», М., 1958 г., стр. 8—9).
1 Чертеж № 524, 9 янв. 1932 г., архив ГДЛ-ОКБ. оп. № 2, ед. хр. № 6, л. 1.
2 Чертеж № 603, 4 мая 1932 г., архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед. хр. № 7, л. 1.
Примечание. ОРМ-8. Чертеж № 610, 1932 г., архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед. хр.
№ 10, л. 1.
ОРМ-9. Чертеж № 622, 23 сеит. 1932 г., архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед. хр. № И,
лл. 1. 2.
При стендовом огневом испытании ОРМ-9 на жидком кислороде и .бензине
присутствовал В. П. Ветчипкин. В своем отзыве он написал: «В ГДЛ была проделана
главная часть работы для осуществления ракеты-реактивный мотор на жидком топливе.
С этой стороны достижения ГДЛ (главным образом инж. В. П. Глушко) следует при-
знать блестящими» (архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 23, лл. 10, 12).
ОРМ-11. Чертеж № 724, 1932 г., архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед. хр. № 13, л. /.
ОРМ-12. Чертежи № 724, 627, 1932 г., архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед. хр. № 14, л. I.
158
Разрез пс АВ
Рис. 3. ОРМ-8, Форсунки струйные
Рис. 4. ОРМ-9. Камера сгорания (диаметр и высота 90 мм) с керамической теплоизоля-
цией (толщина 10 мм), сопло плакировано медью (dK==15 мм), форсунки струйные
Рис. 5. ОРМ-11. Камера сгорания (диаметр 80 мм, высота 90 мм) и сопло плакирова-
ны медью, толщиной 8 мм, форсунка — струйная, двухкомпопентная
Рис. 6. ОРМ-12. Камера сгорания (диаметр 80 мм, высота 90 мм), и сопло (dK=15 мм)
плакированы медью толщиной 8 мм, форсунки центробежные с обратными клапанами
159
ПРОЕКТ РЛА-100*
(1932 г.)
РЛА-100 — ракета с высотой подъема до 100 км; стартовый вес ракеты—
400 кг, вес азотнокислотного топлива — 250 кг, вес двигателя — 20 кг,
вес полезного груза — 20 кг, тяга двигателя —
3000 кг, время работы — 20 с. Ракета состояла
из двух корпусов с общей головкой. Для стаби-
лизации полета ракеты предусматривалась уста-
новка двигателя выше центра тяжести ракеты на кар-
данном подвесе при стабилизации двигателя непо-
средственно гироскопом. Для питания двигателя топ-
ливом кардановые кольца должны быть полыми, с уп-
лотнениями в цапфах. В головной части ракеты пре-
дусматривалось размещение метеорологических при-
боров с парашютом и автоматом для выбрасывания
их в атмосферу; в нижней части корпуса — аккумуля-
торов давления со сжатым воздухом для подачи ком-
понентов топлива в двигатель; верхние баки предназ-
начались для окислителя, средние — для горючего;
материал баков и аккумуляторов давления — высоко-
прочная сталь. Нижние части корпусов несли дюра-
люминиевое оперение, обеспечивавшее расположение
центра давления воздуха ниже центра тяжести ра-
кеты.
Для определения траектории полета было преду-
смотрено использование разработанного для этой це-
ли киносъемочного аппарата с секундомером, уста-
новленного в одном из хвостовых обтекателей (рис. 1).
Старт предусматривался из станка. Перед стартом
Рис. 1. РЛА-1001
двигатель устанавливается в нужном положении
и фиксируется запускающимся гироскопом. Для стен-
довой отработки стабилизации двигателя гироскопом
и газовой струей на карданном подвесе в начале 1933 г. был изготовлен
станок с карданной установкой двигателя* 1 2
* Доклад, 30 дек. 1932 г., дело № 17 ГДЛ, архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. №23,
л. 18а. Текст цитирован из «Альбома конструкций ЖРД». М., 1958, с. 14.
II отдел ГДЛ по разработке электрических и жидкостных ракет и двигателей
к ним с 1930 г. вел теоретические, конструкторские и экспериментальные работы непос-
редственно по жидкостным ракетам; см. план работ ГДЛ на 1930—31 гг. «Разработка
конструкций ракет и их испытание», архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 4, ед. хр. № 4, л. 51.
1 Чертеж № 1099, 1932 г., архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед. хр. № 109, л. 1.
2 Дело ГДЛ, 1933 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 23, л. 5(3.
В 193Й г. изготовление трех комплектов РЛА-100 было начато на заводе.
ОПИСАНИЕ РЕАКТИВНОГО МОТОРА*
(1933 г.)
ЗАЯВОЧНОЕ СВИДЕТЕЛЬСТВО № 121938/9056, 11 января 1933 г.
АВТОРСКОЕ СВИДЕТЕЛЬСТВО № 2283, Кл. 46-Д-1
Настоящее изобретение относится к реактивным моторам, в камеру
сгорания которых через форсунки додается жидкое топливо, состоя-
щее из двух компонентов: окислителя и горючего.
С целью повышения термического коэффициента полезного дейст-
вия реактивного мотора и получения возможно меньшего веса этого
мотора на единицу мощности, а также для создания мотора большой
мощности, конструкция топливных форсунок должна способствовать
наибыстрейшему, полному и равномерному смешению во всех частях
камеры сгорания максимальных количеств компонентов топлива
в минимальном объеме камеры сгорания.
Реактивный мотор существенно отличается от обычных двигателей
внутреннего горения весьма большим расходом топлива, измеряющимся
в среднем десятками килограмм в секунду. Для реализации таких
больших расходов топлива, вызванных большой мощностью реактив-
ных моторов, процесс смешения компонентов топлива в камере сгорания
реактивного мотора должен существенно отличаться от общепринятых
в двигателях внутреннего горения приемов образования рабочей смеси.
Между современными моторами, характеризующимися 1 кг веса
на 1 л. с. и реактивным мотором, характеризующимся 1 г веса
па 1 л. с., разница настолько велика, что сконструировать такой реак-
тивный мотор, пользуясь обычными приемами образования рабочей
смеси в камере сгорания не представляется возможным.
Методом смешения, удовлетворяющим требованиям максималь-
ного расхода топлива в ограниченном объеме камеры сгорания при
достаточной полноте сгорания, автору представляется смешение компо-
нентов топлива (окислителя и горючего) в камере сгорания в жидком
виде без распыления и испарения в ограниченном стенками объеме
самого жидкого топлива, с одновременным сжиганием жидкой смеси
по мере ее образования.
Преимущества такого смешения заключаются в следующем:
1. Смешение заданного количества жидкого топлива, как не свя-
занное с увеличением объема последнего благодаря отсутствию распи-
ливания и испарения, можно проводить в объеме, занимаемом самим
жидким топливом; следствием этого является минимальный объем
камеры сгорания.
* Дело ГДЛ, 3 января 1933 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 11, лл. 148—
152, 147. Публикуется с сокращениями.
« 1208 161
2. Скорость горения жидких смесей окислителя и горючего, как
известно из опытов, при соответствующих условиях достигает скорости
детонационной взрывной волны, доходящей до 7—8 км-с-1, что обеспе-
чивает наибольшую из мыслимых скоростей сгорания.
3. Поскольку смешение компонентов топлива ведется в незначи-
тельном объеме (благодаря большой скорости горения), занимаемом
смешиваемым жидким топливом, легче добиться совершенного смеше-
ния окислителя с горючим.
Этот процесс принципиально не имеет ничего общего с подачей
топлива в камеру сгорания по принципу предварительного смешения
компонентов топлива, так как здесь смешение происходит в камере
сгорания, причем вся смесь горит по мере образования, так что во время
работы мотора в нем отсутствует какое бы то ни было количество гото-
вой смеси. Благодаря этому нет опасности детонации в моторе какого-
либо заряда со всеми вытекающими отсюда последствиями.
Однако для того, чтобы вся жидкая смесь горела по мере образо-
вания, необходимо, чтобы скорость горения все время была больше
скорости образования готовой смеси и скорости подачи топлива, кото-
рые должны быть равны.
Относительно скоростей горения готовых топливных смесей опыт-
ным путем удалось установить, что при давлениях в камере сгорания
около 100 кг-см-2, эта скорость горения достигает скорости детонации
(до 7—8 км-с-1), что полностью обеспечивает указанное выше потреб-
ное соотношение между скоростями подачи топлива и его горения.
Таким образом, путем выбора давления в камере сгорания можно
добиться потребного режима работы РМ.
Схематическая конструкция реактивного мотора, удовлетворяющая
предлагаемому процессу образования и сжигания рабочей смеси, пред-
ставлена на рис. 1.
Отличительным признаком этой конструкции является применение
двухступенчатой камеры сгорания. Первая камера сгорания 1, сравни-
тельно незначительная по объему, служит для смешения жидких ком-
понентов и сжигания их в жидком виде. Вторая камера сгорания 2,
значительно больше объемом, служит для завершения процесса горения
топлива в газообразном состоянии, насколько этому не препятствует
диссоциация вследствие высокой температуры в камере сгорания. Окон-
чательное догорание продуктов происходит в сопле 3 по мере их расши-
рения (охлаждения).
Таким образом, первая камера является камерой предваритель-
ного сжигания, которую для краткости будем называть «форкамерой».
Понятно, что последняя не имеет ничего общего с одноименным
устройством в бескомпрессорпых дизелях, поскольку в последних пре-
следуются иные цели и ведется процесс, существенно отличающийся
от предлагаемого. Действительно, в форкамеру бсскомпрсссорных дизе-
лей вводятся распыленное жидкое горючее и газообразный окислитель
(воздух) с расчетом на неполное сгорание с той целью, чтобы продук-
ты частичного сгорания продавливались собственным давлением через
распылительное устройство (сопло), разделяющее полость форкамеры
от цилиндра и, увлекая с собою несгоревшие частицы горючего, распи-
ливали их в цилиндре, где собственно и протекает процесс горения.
В форкамеру реактивного мотора вводятся жидкие окислитель
и горючее с расчетом на полное сгорание. Чем лучше сконструирована
эта форкамера, тем совершеннее в ней сгорание топлива и тем меньшая
по объему требуется камера для догорания топлива в газообразном
состоянии. В случае идеального реактивного мотора, когда процесс
смешения и сгорания в жидком виде совершенен, надобность в боль-
шой камере для догорания отпадает вовсе. В действительности этого
162
Рис. 1
достичь будет весьма трудно, ввиду чего наличие
помимо форкамеры вспомогательной камеры
для догорания следует признать необходимым.
Устройство и действие форкамеры и примы-
кающих непосредственно к ней топливных фор-
сунок 4 представляются нам в следующем виде.
Компоненты топлива подаются в форкамеру раз-
дельно через форсунки, с разными скоростями
большими по величине при наличии вращатель-
ного движения струй, направленного в разные
стороны и с использованием встречного удара
струй, что позволяет достичь возможно лучшего
смешения компонентов топлива в форкамере.
Однако форма форкамеры также должна
способствовать наилучшему смешению компонен-
тов. В качестве одной из возможных форм вы-
полнения на рис. 1 представлена форкамера,
внутренний канал которой в длину имеет пери-
одически плавно меняющееся сечение.
Предлагаемое устройство для образования
рабочей смеси и ее сжигания особо оправдает се-
бя в том случае, если компоненты топлива вза-
имно растворимы, как например, азоттетроксид
с толуолом или бензином. Однако, если даже
компоненты не растворимы, энергичным смеше-
нием их можно получить достаточно однородную смесь, чтобы форкаме-
ра вполне оправдала свое применение и в этом случае.
С целью повышения термического к. п. д. реактивного мотора
выгодно вводить в камеру сгорания один из компонентов топлива в виде
смеси с другим в такой пропорции, чтобы эта смесь (или раствор)
не обладала бы взрывчатыми свойствами. Недостаточный для полного
и правильного сгорания компонент вводится добавочно другой форсун-
кой. Благодаря этому в камере сгорания можно получать более совер-
шенную рабочую смесь и тем улучшить качество сжигания топлива.
При этом в камеру сгорания может вводиться либо переобогащенная
или переобедненная жидкая смесь.
ПРЕДМЕТ ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Реактивный мотор, работающий па топливе, состоящем из жидкого
окислителя и жидкого горючего, характеризующийся тем, что смешение
компонентов топлива (окислителя и горючего), в количествах, отвечаю-
щих полному и правильному сгоранию, происходит в камере сгорания
в жидком виде без распыления и испарения в ограниченном стенками
камеры объеме самого жидкого топлива, с одновременным сжиганием
жидкой смеси по мере ее образования.
2. Реактивный мотор по п. 1, характеризующийся тем, что он состо-
ит из двух соединенных друг с другом камер сгорания, из которых одна
(форкамера) служит для смешения и сжигания жидких компонентов
топлива по п. I, а другая камера, в которую смесь поступает из пер-
вой, — для догорания газообразных продуктов.
3. Реактивный мотор по пп. 1, 2, подающие компоненты топлива
форсунки которого снабжены известными приспособлениями для сооб-
щения жидким компонентам вращательного движения, характеризую-
щийся тем, что направление вращения каждого компонента противо-
положно друг другу.
4. Реактивный мотор по пп. 1, 2, характеризующийся тем, что внут-
ренний капал его форкамеры для улучшения смешения проходящих
6*
163
через нее горящих компонентов имеет периодически меняющееся
сечение.
5. Реактивный мотор, охарактеризованный в пп. 1—4, отличающийся
тем, что в камеру сгорания- через одну из форсунок вводится частично
готовая жидкая топливная смесь (переобогащенная или переобедпен-
ная) по своему составу неспособная взрываться, причем недостающий
для полного и правильного сгорания топлива компонент (окислитель
или горючее) вводится одновременно отдельным каналом форсунки.
ДОПОЛНЕНИЕ К «РАБОТЕ РМ» *
(1933 г.)
Изложенный в отчете сРабота РМ» метод вычисления кривой — = f (/),
при условии /=const, страдает тем недостатком, что для построения
кривой необходимо вычислять все точки по секундам, начиная с первой
и не пропуская ни одной. Ниже приводится метод расчета — = f (/),
dt
свободный от указанных недостатков.
Известно уравнение Циолковского
(1)
При учете влияния земного тяготения им же дана следующая формула:
(2)
По условию /«const; полагая время расхода топлива до остатка в <ок равным
можем написать для заданного равномерно ускоренного движения аппарата
vK = JtK.
Подставив сюда vK из формулы (2), получим
откуда
(3>
♦ Отчет ГДЛ, 1 февраля 1933 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 15,
лл. 11—12.
164
г * И “к = .р|е‘ !L 1 1 « (1-Л/Л »1н?) — 1], (4) U / g \ / (Ок \ 1- — sin? In 1+— . (5) J ' Jo ' \ Pl
При noj пишутся так: тете в среде без влияния сил тяготения g- 0 и формулы (3), (4) пере- ик = р(е“ 1), (6) и / (Л, \ 1П1+-. (7) J V Р J
Расход топлива в единицу времени выразится следующим образом: [ fK J У 1
№к == (Ок — (Ок-1-i == р [е “ sIn *Р) —е « L(i— SUq sin f) J,
или Д(окИ = (сок + p), *K I
но из уравнег 1ИЯ (3) (p 4- 0>K) = pe “ < 1-^«s,n V ,
тогда Дюи = —pe “ ^-sli> s‘n v). (8)
При g = 0 Дши = — -^— pea K . (9)
СПОСОБ РАБОТЫ РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ *
(1933 г.)
ЗАЯВОЧНОЕ СВИДЕТЕЛЬСТВО № 138242/10846. 2 дек. 1933 г.
Настоящее изобретение касается способа повышения коэффициента
полезного действия реактивного двигателя, работающего на жидком
топливе. К. п. д. такого двигателя зависит, главным образом, от каче-
ства системы смесеобразования, т. е. от степени совершенства смеше-
ния окислителя и горючего в камере горения двигателя.
Работа реактивного двигателя обычно связана с большим расходом
жидкого топлива, измеряющимся килограммами в секунду. В связи с
этим получение удовлетворительного смешения потребного количества
окислителя и горючего в минимальном объеме камеры горения двига-
теля является одной из тех основных проблем, от успешного разреше-
ния которых зависит настоящее и будущее реактивного двигателя.
Существующие способы механического смешения окислителя
и горючего в камере горения двигателя весьма не совершенны и требуют
значительного улучшения. В связи с этим предлагалось производить
частичное смешение окислителя и горючего до их поступления в камеру
горения двигателя, причем в таких соотношениях, чтобы получающийся
при этом раствор сам по себе не обладал взрывчатыми свойствами.
Недостающий для полного сгорания компонент впрыскивается в камеру
дополнительной форсункой (см. заявку В. П. Глушко на «Реактивный
мотор» № 121938/9056 от 11-1-33 г.).
Указанный способ применим лишь со многими ограничениями. Дей-
ствительно, для этого необходимо, чтобы окислитель и горючее взаимно
растворялись, не вступая во взаимодействие. Значительно лучшего
эффекта можно добиться, применяя указанные ниж,е горючие.
Существует ряд кислородсодержащих органических соединений,
теплота образования которых весьма мало отличается от нуля, а иногда
и отрицательна. Примером могут служить азотистые соединения, имен-
но, продукты нитрации различных органических соединений. Эти пит-
ропродукты можно рассматривать как горючее, уже содержащее в себе
некоторое количество окислителя, необходимого для горения. Причем,
окислитель здесь перемешан с горючим идеально, внутри молекулы.
Так, например, нитробензол содержит 26,0% по весу кислорода, нитро-
толуол — 23,4%, динитрофенол — 43,5% и т. п.
Высоконитрованные продукты содержат столь большое количество
кислорода, что они сами по себе являются взрывчатыми. Использование
таких соединений в качестве горючих недопустимо, по крайней мере
в чистом виде. В чистом виде могут употребляться такие стойкие сое-
♦ Д<ло ГДЛ, 26 ноября 1933 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, сд. хр. № 11.
лл. 204- 205, 217.
166
динения, как например, нитробензол и нитротолуол, находящиеся
к тому же при нормальной температуре в жидком состоянии. Высоко-
нитрованные продукты, будучи взрывчатыми сами по себе, при нормаль-
ной температуре находятся в твердом состоянии. Поэтому применяться
они могут лишь в виде растворов безопасной концентрации в жидком
горючем, например, в нитробензоле или в нитротолуоле.
Введение в качестве примеси высоконигрованных продуктов, напри-
мер тринитротолуола, пикриновой кислоты и т. п., преследует следую-
щие цели: увеличить содержание в горючем кислороде, увеличить
удельный вес горючего, понизить температуру плавления горючего,
которая, например, для чистого нитробензола составляет лишь -f-5.7° С.
Увеличение содержания в горючем химически связанного кислорода
в допустимых пределах, т. е. до появления взрывчатых свойств, улуч-
шит сгорание горючего в двигателе, позволит сжигать то же количество
топлива в меньшем объеме камеры горения двигателя, иными словами,
увеличить литровую мощность двигателя. Содержание некоторого
количества кислорода в самом горючем требует меньшего количества
окислителя в качестве самостоятельного компонента, что существенно
облегчает задачу удовлетворительного смешения окислителя и горючего
в камере двигателя.
ПРЕДМЕТ ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Способ работы реактивного двигателя, отличающийся тем, что в каче-
стве горючего при любом окислителе употребляют питросоединения,
сами по себе не являющиеся взрывчатыми веществами, например, нит-
робензол, нитротолуол.
2. Способ работы по п. 1, отличающийся тем, что в качестве горю-
чего при любом окислителе употребляются жидкие растворы высоко-
нитрованных продуктов, например, тринитротолуола в нитробензоле или
нитротолуоле.
СПОСОБ ПОВЫШЕНИЯ ЭФФЕКТИВНОСТИ ТОПЛИВ
ДЛЯ РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ *
(1933 г.)
ЗАЯВОЧНОЕ СВИДЕТЕЛЬСТВО № 138414/10858, 2 дек. 1933 г.
Настоящее изобретение касается способа повышения теплотворной спо-
собности, а также удельного веса жидких топлив, предназначенных
для реактивных двигателей. В дальнейшем топливом именуется сово-
купность окислителя и горючего, являющихся, таким образом, компонен-
тами топлива. I
На дальность полета реактивного летательного аппарата наиболь-
шее влияние оказывают теплопроизводительность и удельный вес
употребляемых топлив, к чему легко прийти, анализируя «уравнение
ракеты», выведенное в 1903 г. К. Э. Циолковским. В связи с этим есте-
ственно стремление улучшить качество топлив путем введения в них
соответствующих примесей. Полагая топливо состоящим из окислителя
и горючего в качестве компонентов предусматривали введение примеси
либо в окислитель, либо в горючее, или же, наконец, и в окислитель
и в горючее.
В настоящее время в качестве окислителя с большим успехом
применяется введенная автором в практику азотная кислота. Не мень-
шие основания для широкого употребления имеют также предложенные
автором горючие к любым окислителям, состоящие из растворов высо-
конитрованных продуктов в нитробензоле или нитротолуоле (см. заявку
автора от 26 ноября с. г. «Способ работы реактивного двигателя»),
обладающие способностью растворяться в азотной кислоте и азотном
тетроксиде.
Качество азотной кислоты и указанных горючих как компонентов
топлив, может быть существенно повышено путем растворения в них
определенного количества жидкого азотного тетроксида (N2O<).
Введение в азотную кислоту жидкого азотного тетроксида в коли-
честве, близком к насыщению (около 50% по объему), повысит удель-
ный вес окислителя с 1,5 до 1,6, т. е. на 6,7%. При этом теплопроизво-
дительность топлива, в которое азотная кислота входит окислителем,
повысится на 9%. Так, в случае топлива, состоящего из чистой азотной
кислоты и нефтепродуктов,, максимальная теплопроизводительность
составит около 1450 ккал на 1 кг топливной смеси. То же горючее
с 50%-ным раствором азотного тетроксида в азотной кислоте в качест-
ве окислителя способно выделить 1580 ккал/кг.
* Дело ГДЛ, 26 ноября 1933 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. Ns 1, ед. хр. Ns 11,
ш. 202-203, 216.
168
Растворение в горючем жидкого азотного тетроксида, а также азот-
ной кислоты в количествах, недостаточных для сообщения раствору
взрывчатых свойств, также представляет определенный интерес, так как
способствует лучшему сгоранию топлива в реактивном двигателе,
поскольку некоторая часть окислителя, потребного для сгорания,
будучи заранее введена в раствор, оказывается отлично перемешанной
с горючим. Недостающая часть окислителя вводится в камеру горения
двигателя дополнительной форсункой.
ПРЕДМЕТ ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Способ работы реактивного двигателя в случае топлива, содержа-
щего азотную кислоту в качестве окислителя, отличающийся тем, что
в азотную кислоту вводят жидкий азотный тетроксид в количествах,
близких к насыщению.
2. Способ работы реактивного двигателя, отличающийся тем,
что в горючий компонент топлива еще до поступления в камеру горения
двигателя вводится азотная кислота или азотный тетроксид для обра-
зования невзрывчатого раствора.
СПОСОБ АВТОМАТИЧЕСКОГО ЗАЖИГАНИЯ
В РЕАКТИВНОМ ДВИГАТЕЛЕ *
(1933 г.)
ЗАЯВОЧНОЕ СВИДЕТЕЛЬСТВО № 138582, 8 дек. 1933 г.
Настоящее изобретение относится к устройствам, служащим для авто-
матического химического зажигания при пуске реактивного двигателя,
работающего на жидких топливах. Эти топлива состоят из жидких
окислителя и горючего, впрыскиваемых в камеру горения двигателя
с помощью отдельных форсунок. Химическое зажигание основано
на том, что при пуске двигателя одновременно с впрыскиванием в каме-
ру горения окислителя, например, азотной кислоты, впрыскивается
также специальная жидкость, самовоспламеняющаяся в момент сопри-
косновения с окислителем, например, скипидар с активирующими при-
месями (см. заявку В. П. Глушко и Н. Г. Чернышева «Способ получения
активной жидкости для химического зажигания в реактивном двига-
теле» от 4 декабря 1933 г.).
В предлагавшихся ранее устройствах для химического зажигания
зажигательная самовоспламеняющаяся жидкость впрыскивается в каме-
ру горения с помощью специальной зажигательной форсунки, что связа-
но со значительным усложнением и утяжелением двигателя, совершенно
не оправдывающимся в случае надобности лишь в однократном запуске
двигателя, например на дальнобойном реактивном летательном аппара-
те и т. п.
Действительно, введение специальной зажигательной форсунки тре-
бует также наличия добавочного устройства для подачи зажигательной
жидкости в камеру, например, сжатым газом. Еще более усложняется
двигатель в том случае, если зажигательная жидкость не самовоспла-
меняется при соприкосновении с окислителем топлива, употребляемого
в двигателе, и создастся необходимость в введении еще одной вспомога-
тельной форсунки для впрыскивания при пуске двигателя специального
активного окислителя.
Настоящее изобретение преследует цель по возможности упростить
устройство, служащее для зажигания, без какого-либо ухудшения каче-
ства зажигания. Поэтому представляется целесообразным производить
впрыскивание зажигательной жидкости через форсунку, служащую
для подачи горючего (см. чертеж). Для этого достаточно включить перед
форсункой горючего За в трубопровод 6а, 6в, идущий от бака горю-
чего 1 к форсунке За по пути следования горючего небольшую каме-
ру 2, которую мы в дальнейшем будем называть камерой для зажига-
* Дело ГДЛ, 4 декабря 1933 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 11,
лл. 209—211.
170
ния. Эта камера зажига-
ния 2 наполняется перед
пуском двигателя само-
воспламеняющейся жид-
костью. Для пуска реак-
тивного двигателя 4 в
данном случае достаточ-
но нагнетать топливо из
баков горючего 1 и окис-
лителя 5 в камеру горе-
ния двигателя 4 обыч-
ным способом, например,
сжатым газом из акку-
мулятора давления ила Рис. 1
насосами. При этом на-
гнетаемое топливо, дойдя до камеры зажигания 2, вытеснит ее содер-
жимое в камеру горения и лишь после этого начнет поступать туда
само. Воспламенившись при соприкосновении с окислителем, поступаю-
щим при этом через другую форсунку Зв, зажигательная жидкость
передаст огонь нормальному горючему, как только последнее начнет
поступать в камеру горения.
В том случае, если окислитель топлива не способен воспламенить
зажигательную жидкость, можно аналогично поместить перед форсун-
кой окислителя вторую камеру зажигания, наполнив ее активным окис-
лителем.
Указанные устройства испытывались автором как на маломощных,
так и на мощных реактивных двигателях и, притом с одинаковы?»!
успехом, зажигание происходило безукоризненно, без случаев отказа.
Возможно еще большее упрощение устройства. Опыты показали,
что для достижения надежного зажигания требуется столь незначи-
тельное количество зажигательной жидкости, что зажигательная камера
как отдельная конструктивная единица вовсе не является обязательной,
так как роль камеры зажигания может выполнять часть топливного
трубопровода, например, 6в, примыкающая к форсунке, которую
и надлежит заливать перед пуском зажигательной жидкостью.
ПРЕДМЕТ ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Способ автоматического зажигания в реактивном двигателе с приме-
нением самовоспламеняющейся от соприкосновения с окислителехм
жидкости, отличающейся тем, что зажигательную жидкость помещают
в камере, включенной между топливным баком и камерой сгорания
двигателя.•
2. Видоизменение способа по п. 1, отличающееся тем, что зажига-
тельную жидкость помещают в трубопроводах, соединяющих топливные
баки с камерой сгорания.
3. Форма выполнения способа по пп. 1 и 2, отличающаяся техМ
что в случае недостаточной активности основного окислителя по отно-
шению к зажигательной жидкости применяют добавочный заряд окис
лителя, также помещая его или в промежуточной камере, или в трубо-
проводах, соединяющих окислительный бак с камерой сгорания.
СПОСОБ ПОЛУЧЕНИЯ АКТИВНОЙ ЖИДКОСТИ
ДЛЯ ХИМИЧЕСКОГО ЗАЖИГАНИЯ В РЕАКТИВНОМ
ДВИГАТЕЛЕ*
(1933 г.)
ЗАЯВОЧНОЕ СВИДЕТЕЛЬСТВО № 138591/10881, 8 дек. 1933 г.
Из существующих способов зажигания в реактивном двигателе боль-
шого внимания заслуживает химическое зажигание, достигаемое путем
впрыскивания в камеру горения двигателя через форсунку специальной
жидкости, в дальнейшем именуемой активной, самовоспламеняющейся
в момент соприкосновения с окислителем топлива, впрыскиваемым
одновременно через другую форсунку.
Предлагавшийся с этой целью в качестве активной жидкости ски-
пидар оказался совершенно непригодным, так как с момента его сопри-
косновения с окислителем (азотной кислотой) до воспламенения про-
текает несколько секунд или даже десятков секунд, а в некоторых
случаях воспламенение не происходит вовсе. По тем же причинам
оказался непригодным известный самовоспламеняющийся раствор фос-
фора в сероуглероде.
Такого рода запаздывание зажигания способно вызвать катастро-
фический взрыв в двигателе от того количества топлива, которое успеет
накопиться в камере горения за это время.
Ниже приводится способ приготовления активных жидкостей, дав-
ших положительный результат при многократных испытаниях непо-
средственно на реактивном двигателе. При соприкосновении этих
жидкостей с любым количеством окислителя (азотной кислотой) само-
воспламенение происходит мгновенно и безотказно. Такими жидкостями
являются суспензии металлического натрия или фосфористого натрия
в жидких горючих, например, в соляровом масле, толуоле, скипидаре
и т. п., растворы хлорноватокислого калия (бертолетовой соли) в орга-
нических растворителях, например, в глицерине, трехкомпонентные
растворы: фосфорЧ-сероуглеродЧ-скипидар, фосфорЧ-иодЧ-сероуглерод
и четырехкомпонентные растворы: фосфорЧ-сераЧ-сероуглерод+скипи-
дар соответствующей концентрации.
Введение таких компонентов, как сера, иод, вызвано стремлением
повысить удельный вес активной жидкости, что оказывается необходи-
мым в некоторых случаях использования химического зажигания
в реактивном двигателе.
* Дело ГДЛ, 4 декабря 1933 г. Заявка Н. Г. Чернышева и В. П. Глушко, архив
ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 11, лл. 206—208, 214.
172
ПРЕДМЕТ ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Способ получения активной жидкости, самовоспламеняющейся
в момент соприкосновения с сильным окислителем, отличающийся тем,
что для образования активной жидкости применяют суспензии металли-
ческого натрия или фосфористого натрия в жидком горючем, например,
в нефтепродуктах, скипидаре и т. п.
2. Способ получения активной жидкости, самовоспламеняющейся
в момент соприкосновения с сильным окислителем, отличающийся тем,
что для образования активной жидкости применяют растворы хлорно-
ватокислого калия (бертолетовой соли) в органических горючих раство-
рителях, например, глицерине.
3. Способ получения активной жидкости, самовоспламеняющейся
в момент соприкосновения с сильным окислителем, отличающийся тем,
что для образования активной жидкости применяют трехкомпонентные
растворы составов: 1) белый фосфор+сероуглерод+скипидар; 2) белый
фосфор+иод+сероуглерод или четырехкомпонентные растворы соста-
ва: 1) белый фосфор+сера+сероуглерод+скипидар.
РАСЧЕТ РЕАКТИВНОЙ УСТАНОВКИ И МОТОРА *
(1933 г.)
Ниже приведен расчет и описание реактивной установки (включая
мотор), разработанной в соответствии с соглашением.
Согласно техническим требованиям, предусмотренным соглашени-
ем, тяговая сила реактивного мотора должна составлять 200 кг, время
работы мотора не должно быть менее 60 с, стартовый вес всей мотор-
ной установки, включая вес топлива и мотора, около 200 кг.
Примем топливо состоящим из азотной кислоты в качестве окисли-
теля и керосина в качестве горючего. Высококонцентрированная азот-
ная кислота, поступающая в ЛО РНИИ, обладает удельным весом
d=l,51—1,52 при 15° С, чему отвечает 97,5—99,7 %-ное содержание моно-
гидрата. Окислов азота не содержится. Для упрощения дальнейших
расчетов концентрацию кислоты примем равной 100% (d15=l,52).
В качестве горючего возьмем экспортный керосин, состоящий,
согласно данным элементарного анализа, из 86,6% углерода и 14,4%
водорода при удельном весе 0,794 (15° С).
Высшая теплопроизводителыюсть этого керосина, согласно кало-
риметрическим определениям, составляет 11140 ккал. Тогда низшую»
теплопроизводительность найдем по формуле
<?н = <?в-6(9Н4-Г).
где Н и W — процентное содержание водорода и влаги в горючем по весу. Пол ага яг
Н—14,4, 117=0, QB°11140, находим QH = 10 360 ккал/кг.
Условная формула рассматриваемого керосина составляет
Сд Нй = с8б,6н1м == с713н14>4.
12 12
Для полного сгорания условной молекулы керосина С7,1зН14.4 необходимо кисло-
рода
7,13-2+14,4-0,5=21,46 атомов.
Молекула азотной кислоты HNO3 располагает для горения керосина лишь 2,5 ато-
мами кислорода, так как часть кислорода связана водородом кислоты, именно
HNO3 = 4“ Н2О + NO2 4- -7- Ог.
2 4
Таким образом, для полного сгорания условной молекулы керосина необходим®
— ' =8,6 молекул азотной кислоты.
2,0
Теперь составим молекулярное уравнение реакции горения, полагая коэффициент
избытка окислителя а=1:
8,6HNO3 + C7,i3Hi4,4 7,13СО2 + 11,5Н2О + 4,3N2.
* Отчет ГДЛ, 17 декабря 1933 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 27. Публи-
куется с сокращениями.
174
Сумма молекулярных весов реагирующих компонентов составляет
S/n=8,6-63,0+100= 642
Содержание в топливе по весу кислоты составляет (а=1)
8,6-63,0
° 102 = 84,4%.
642
Содержание в топливе по весу керосина составляет (а=1)
100
— -102=15,6%.
642
Весовое отношение окислителя к горючему (а=1)
84,4 - Л1
тт^ = о,41.
1о,6
Содержание по объему кислоты
84,4
—£—•102
1,52______
84,4 15,6
1,52 + 0,794
Содержание по объему керосина
15,6
--— • 102
0,794
84,4 15,6
1,52 + 0,794
Объемное отношение окислителя к горючему (а=1)
73,9
—= 2,83.
26,1
Удельный вес топлива (смеси окислителя и горючего)
73,9.1,52 + 26,1-0,794
а = -------
= 73,9%
26,1%.
= 1,33.
100
Удельный объем топлива
— =+ = 0,752.
d 1,33
Состав продуктов полного горения но весу
7,13-44,0-102
со2 —
49,0%,
642
4,3.28,0.102
= 32,2%, N2- g;„----=18,8%.
11,5-18,0.102
2 — б42
Найдем молекулярную теплоту горения Нт керосина с азотной кислотой. Высшая
теплота образования условной молекулы керосина составляет *:
11140-100
----——= 1114 ккал/моль.
1000
\ / 14,4
.57,81-18,6-42,4 + -^-
922 ккал/моль,
Тогда Нт
8,6
где —«57,8 — теплота, выделяющаяся при горении водорода, содержащегося в кис-
14t4
лоте; 8,6-42,4 — теплота образования взятого количества кислоты; 10,6 — тепло-
та, уносимая неконденсирующейся водой, образующейся при горении водорода, содер-
жащегося в керосине. Низшая теплопроизводительность единицы веса топлива
922-103
(кислота+керосин) составит Ни = ———= 1440 ккал/кг,
642
• См. стр. 174.
175
Теплопроизводительность единицы объема топлива: Hud— 1440 1,33=1920 ккал/л
Молекулярный объем продуктов горения составляет (см. уравнение реакции) Уто«=»
«22,4(7,13+11,5+4,3)=513 л.
Объем продуктов горения с единицы веса топлива
513-103 ОЛА /
-^— = 800 л/кг.

Объем продуктов горения с единицы объема топлива
Уф = Уи-Л = 800-1,33 = 1060 л/л.
Полагая к.п.д. мотора, согласно опытам, равным 0,20, получаем импульс Ri, раз-
виваемый реактивным двигателем при сжигании в нем 1 кг топливной смеси в 1 с,
равным
/?! = 9,33= 9,33/1440-0,20 = 158 кг/кг/с.
Выражение для Ri получается следующим образом. Согласно закону о равенстве
импульса силы количеству движения, можем написать
Rt = — и,
g
где R — реактивная сила, i — время ее действия, G — расход топлива, g=9,81 м/с*.
и — скорость истечения продуктов горения через сопло двигателя. На основании закона
сохранения энергии можем также написать
G
где Е — механический эквивалент тепла, т] — к.п.д. реактивного мотора. Из второго
уравнения получаем
а =/2^77^].
Подставляя полученное выражение для и в первое уравнение и полагая 6=1,
6«1, получаем импульс
*1= у ^- НиЕп.
Подставляя численные значения g и Е, получаем
/?1 = 9,33 VTTrf.
Итак, 1 кг сжигаемого топлива развивает тягу, равную Ri=158 кг.
Для получения заданной тяги /?=200 кг необходим удельный расход
топлива
ДО=А=------£=.
Я1 9,33/Яцт)
200
158
= 1,27 кг/с.
Для работы мотора в течение заданных 60 с необходим запас
топлива
2 ДО=60ДС=60-1,27= 76,0 кг.
Учитывая то обстоятельство, что подъемные трубки топливных
баков не могут подать последнюю порцию топлива в момент обнажения
отверстия трубки понижающимся уровнем жидкости, запас топлива
увеличим на 2 кг для двух топливных баков. Итак, SAG=78,0 кг.
Выше было найдено, что весовое отношение окислителя к горючему
составляет 5,41, а объемное — 2,83 при коэффициенте избытка окисли-
теля а=1. Удельный вес такого топлива составил 1,33. На практике
обычно а=#=1, именно, ббльшие мощности можно снять с двигателя
при а<1. Согласно опытам, паивыгоднейшее значение а составляет,
примерно, 0,9. Тогда уравнение реакции окисления керосина азотной
кислотой запишется в общем виде:
т HNO3+CrttH„.-(«1-x)CO2+xCO+^±^-H2O+-2- N2.
176
При этом принимаем водород сгорающим полностью, как это обыч-
но делается при тепловых расчетах двигателей внутреннего сгорания.
Составим уравнение реакции для топлива выбранного состава
(азотная кислота+керосин). Количество окислителя, необходимое
для сгорания керосина, составит в этом случае а 8,6 HNO3 и состав
топлива запишется так 0,9 • 8,6HNO3+C7(13H14l4.
Тогда уравнение реакции будет иметь вид
7,74HNO3+C7(13H14,4—♦ 11,1 H2O+3,87N2+x1CO2+x2CO.
Количество кислорода, пошедшее на окисление всего водорода,
содержащегося в компонентах топлива, составляет 11,1 атомов
(см. уравнение реакции). Имеющееся в наличии количество кислорода
в азотной кислоте составляет 23,2 атомов. Оставшееся количество
кислорода, пошедшее на окисление углерода в моноокись и двуокись,
составляет 12,1 атомов.
Для этой части реакции, именно окисления углерода оставшимся
кислородом можем воспользоваться уравнением вида mO-f-nC—
тогда имеем 12,1 0+7,13 С—>-
В данном случае т<.2п, но т>п *, следовательно
m О+л С}—» Xi СО2+х2 СО; mO-j-л С—»(т—/г)СО2+(2л — т)С0**.
Подставив, получаем
12,1 0+7,13 С—И,97 СО2+2,16 СО.
Возвращаясь к полному уравнению горения и подставляя найден-
ные значения Xi и х2, получаем окончательно:
7,74 HNO3+C7,13H14,4^ 11,1 H2O+3,87N2+4,97COa+2,16CO.
В данном случае (а=0,9) содержание в топливе по весу кислоты
составляет 83,0%, керосина — 17,0%. Весовое отношение окислителя
к горючему — 4,88. Содержание по объему кислоты — 71,8%, керосина —
28,2%. Объемное отношение окислителя к горючему — 2,55. Удельный
вес топлива в этом случае 1,31, удельный объем — 0,763.
Состав продуктов горения по весу: Н2О=34,0%, СО2=37,2%,
СО= 10,3%, N2= 18,5%.
Принимая коэффициент полноты сгорания £ равным единице, выше
мы нашли низшую теплопроизводительность Ни при коэффициенте
избытка окислителя а=1. Вычислим отвечающую этому случаю тем-
пературу идеального горения при постоянном давлении, при отсутствии
диссоциации и каких-либо тепловых потерь. Очевидно, эта температура
является максимальной температурой, развивающейся в реактивном
двигателе, на практике недостижимой (верхний предел).
Уравнение тепла может быть записано следующим образом
Л— z
\^Нт^льСт^
Л-1
где Нт — молекулярная теплота горения, п — число образующихся
молекул в молекулярном уравнении реакции окисления, Стр — средняя
молекулярная теплоемкость продуктов горения при постоянном давле-
нии. Приняв Cmp=ak+bkt+Cht2+ ..., уравнение тепла можем перепи-
сать следующим образом: 1000//я,= [/г1(а1+й1/)+/12(а2+/>2/) + ...]/.
k~z k—z
Введем обозначения: Д=2 п^ь'
л-i *-1
* Т. е. отсутствует свободный углерод.
** Из уравнений баланса для углерода Х1+х2=л и кислорода 2xi+x2=tn.
177
тогда
1000tfm=(44-B/p,
—A + V А2+4В 1000Нт
откуда
2В
Пользуясь новейшими данными для теплоемкостей (см. Каст
«Взрывчатые вещества», 1932 г.), составим А и В в согласии с молеку-
лярной реакцией горения рассматриваемого топлива: Л=7,13-11,04-
+11,5 • 6,04-4,3 • 6,8 = 176,6; В=7,13 • 0,000584-11,5 •0,002154-4,3 X
Х0,00045=0,0308. Тогда /=3300° С.
Исходя из основанных на опытах соображений о величине работы
нагнетания топлива в камеру горения мотора и стойкости мотора при '
работе на форсированных режимах температуры и давления, давление
в камере горения мотора выбрано равным 20 атм. Учитывая, что
согласно опытам прирост реактивной силы при наличии сопла состав-
ляет ~25% от реактивной силы, развиваемой мотором при наличии
лишь очка, площадь поперечного критического сечения сопла принята
равной 8,0 см2, чему отвечает диаметр dK=32,0 мм. Тогда реактивная
сила при наличии сопла составляет 200 кг.
Отношение диаметра выходного отверстия сопла к входному (кри-
тическому) dafdtt принято равным 2,0, чему отвечает перепад давления
в сопле по формуле
1-Я 1 _____
.64,0. A-Z"
dK 32,0
х — 1
—
где
Z*
у __Ра
—
Р
где р — давление в камере горения; ра — давление в выходном сечении
сопла; х — показатель политропы.
Если принять х= 1,2, то п=—- > ZK=0,564.
О
Полагая dn/dK=2,0, находим ра/р=0,045, откуда ра=20-0,045=
=0,9 кг/см2^1 атм, т. е. выбранное сопло использует располагаемый
перепад полностью (до атмосферного давления). Точность произведен-
ного расчета сопла зависит от правильности выбранного показателя
политропы (х). При выборе значения для х, именно, х=1,2 руководст-
вуемся результатами соответствующих опытов.
Согласно результатам специально поставленных опытов, угол рас-
труба конического сопла с выбранным отнршением dafdK взят равным
20°, при котором еще не происходит отрыва струи от стенок сопла.
Реактивный двигатель принимаем работающим при постоянном
давлении в камере горения (процесс при р=const).
Реактивную силу, развиваемую мотором, можем рассчитать следу-
ющим образом.
Реактивная сила напишется так:
«И2
/?=—+(Рв-Рж)-Г.
S
где рт — давление окружающего пространства, т. е. 1 атм.
В нашем случае ра=1 атм, разность, стоящую в скобках, можно
положить равной нулю. Тогда ’ т- е- Реактивная сила создает-
ся исключительно за счет кинетической энергии газового отброса. В этом
178
случае для к. п. д. двигателя дозволительно пользоваться выражением
^И2
t| = 2L= ц2 .
HUGE 2gEHu
Подставляя значение и из приведенного выше выражения, получим
2ЕНи
Подставив численные значения g и Е, получим окончательно
$
Т)=----—.
87,0Яц
Для двигателя принятой конструкции и для принятого топлива»
состоящего из азотной кислоты и керосина, имеем /?1 = 158 кг, что
и дает
(153У
87,0-1440
Для дальнейшего расчета двигателя найдем зависимость между
основными элементами реактивного двигателя.
Выше мы имели, что
я=—.
g
Из теории истечения газов и паров через сопла, согласно уравнению
Цейнера, имеем
% — 1
где п=-----; х— показатель политропы; р— давление в камере
%
горения; v — удельный объем продуктов горения в камере горения:
ра — давление в выходном сечении сопла. Расход топлива по той же
теории истечения выражается таким образом:
О-^- ‘ Х=а1 /7,
4 Г \ »+1 / v 4 V v
Подставим полученные выражения для и и G в выражение для /?.
Тогда получим
Введем обозначение
тогда окончательно
179
где
полагая
с=а\/—=2,24,
У gn
х= 1,2 и п=— .
6
Подставив в выражение для R значения с=2,24, — =0,045, п—- ,
Р 6
dK=3,20 см, р=20 кг/см2, получим 7?=228 кг, что на 14% превышает
заданную тягу. Таким образом, принятое устройство сопла и принятый
режим работы мотора удовлетворяют условиям, предусмотренным тех-
ническими требованиями, приведенными в соглашении от 25 июля
1933 г.
Мощность рассчитанного двигателя в лошадиных силах может
быть определена из выражения
М=^^.
75
Связь между реактивной силой R в кг и мощностью М в л. с. дви-
гателя установим через теплопроизводительность Ни-
Скорость истечения равна (см. выше)
«=-|/2g£-T)//o.
Подставляя ее в выражение для реактивной силы, получаем
R=°!L=°. y2gEi}Hu.
g g
Из выражения для мощности М находим
„ 75Л4
п ,
* цвЕ
подставив, получаем
/?=3,91 или 44=0,065 .
Рассчитанный двигатель имеет /?=200 кг, 6=1,27 кг/с, следова-
тельно, мощность струи=2050 л. с.
Емкость V камеры горения двигателя до критического сечения (dK)
сопла составляет 2,63 л при расходе топлива Д6=1,27 кг/с, что дает
коэффициент использования камеры горения двигателя, равный
Hak\G _ 1440-0,70-1,27 _ .
Реактивный двигатель состоит из камеры горения, снабженной
шестью форсунками и крышкой с соплом. Камера горения снабжена
хвостовиком, с помощью которого весь мотор крепится к раме, связы-
вающей мотор с каркасом глиссера. Для этого хвостовик камеры навин-
чивается на резьбе на соответствующий выступ диска, прикрепленного
болтами с помощью фланцев к моторной раме, установленной на глис-
сере. На этом же диске монтируется питательное кольцо, крепящееся
к диску с помощью трех скоб. В питательное кольцо подается из бака
горючего керосин, откуда последний поступает в форсунки двигателя.
Для этого питательное кольцо снабжено штуцерами: один — для под-
водки горючего из бака и тремя — для подводки к форсункам, с помо-
щью дюралевых трубок ф 10/12 мм. Камера двигателя снабжена
чередующимися тремя форсунками для горючего и тремя форсунками
для окислителя, расположенными под углом 65° к оси камеры горения.
Окислитель (азотная кислота) подается из топливного бака в шту-
цер, помещенный на рубашке, окружающей сопло двигателя, откуда
180
Рис. 1
поступает в зазор между рубашкой и соплом и прогоняется вдоль сопла
по винтовой линии с целью динамического охлаждения сопла двига-
теля, затем выходит из крышки через три штуцера, каждый из которых
соединен дюралевой трубкой 0 10/12 с одной форсункой окис-
лителя.
Таким образом, в настоящем двигателе осуществлен предваритель-
ный подогрев топлива за счет теплоты, отводимой от сопла при его
охлаждении. Нарушение в силу тех или иных причин правильности
действия системы охлаждения сопла приведет к его разгару и выведет
двигатель из строя.
С целью увеличения прочности сопла, увеличения теплоотдачи
в охлаждающую жидкость и придания жидкости винтового хода для
лучшего ее использования при охлаждении, сопло по внешней своей
поверхности снабжено профилированными ребрами, выполненными
в виде спирали. Подвод и отвод охлаждающей жидкости выполнен
по касательной к внешней поверхности сопла. Для получения зазора
потребного размера и очертания для протока жидкости между соплом
и рубашкой установлены профилированные разрезные алюминиевые
вкладыши. Материал сопла — сталь.
Для достижения плотности между рубашкой и соплом и предостав-
ления соплу возможности достаточно свободно удлиняться при нагре-
вании применено специальное свинцовое уплотнение (рис. 1).
Стальная камера горения двигателя имеет толщину стенок, равную
8 мм, подобранную опытным путем и взятую с запасом с целью гаран-
тировать стойкость камеры при непрерывной работе двигателя в тече-
ние заданных 60 с. Основной опасностью, которой подвергается камера
горения двигателя, является размягчение стенок под действием высокой
температуры, равной, примерно, 3000° К, развивающейся внутри камеры
при работе двигателя. Наибольшей тепловой нагрузке подвергается
часть камеры между форсунками и соплом.
Камера двигателя выполнена из артиллерийского 6" снаряда.
Форсунки двигателя — центробежные,' подают топливные компо-
ненты в камеру горения в распыленном виде. Форсунки снабжены
обратными предохранительными шариковыми пружинными клапанами.
Материал распылителей — дюралюминий. Шаг распылителей и прочие
их размеры подобраны опытным путем таким образом, что при пере-
паде в 30 атм форсунки дадут потребный расход топлива в 1,27 кг/с,
т. ё. каждая пара форсунок, подающая азотную кислоту и керосин, дает
181
расход 0,42 кг/с при коэффициенте расхода топлива около 0,3. Диа-
метры рабочих отверстий ниппелей форсунок окислителя и горючего»
составляют, соответственно, 3,65 и 2,50 мм. Таким образом, потребное
давление подачи топлива составляет 204-30=50 атм.
Угол конуса распиливания топливных компонентов составляет 60%
Вес шести форсунок с накидными гайками для присоединения трубопро-
водов— 900 г, что составляет 150 г на каждую форсунку. Вес камеры,
горения с хвостовиком — 8400 г, крышки с соплом — 4300 г, питатель-
ного кольца с гайками и трубками — 900 г. Полный вес мотора без диска
составляет 14,5 кг, что дает тягу мотора на килограмм веса мотора,
равную 13,8 кг.
Перейдем к моторной установке, обслуживающей двигатели.
Эта установка в основном состоит из двух топливных баков, из коих,
один служит для хранения азотной кислоты, другой — керосина,
а также из аккумулятора давления, каковым является резервуар-
со сжатым до высокого давления азотом, с помощью которого и произ-
водится подача топлива в двигатель непосредственным давлением газов,
на жидкость в баках.
Руководствуясь предоставленным габаритом глиссера, а также
исходя из соображений компактности всей установки и легкости ее мон-
тажа и демонтажа на глиссере, топливные баки и резервуар сжатого-
азота взяли в виде свинчивающихся друг с другом цилиндров, служа-
щих продолжением один другого, располагаемых вдоль глиссера,
В среднем цилиндре содержится азот, в крайних — компоненты топли-
ва. Эта установка имеет два внешних днища и два внутренних — для
разделения газа от кислоты и керосина.
Полагая свободный объем над топливом в баках (для газа) рав-
ным 10% от их полного объема, получаем полную емкость баков равной
Ui4-t'2=65 л. Так как щ/02=2,25, то Vi=45 л, о2=20 л.
Учитывая политропичность расширения газа, емкость азотного
резервуара приняли с запасом, равной о3=40 л.
Наружный диаметр цилиндров баков и резервуара составляет
290 мм. Эти цилиндры целесообразно изготовить из снарядной стали
(12" снаряды) с (Пределом упругости «1 = 4200 кг/см2.
Полагая запас прочности <р=2,0, допустимую нагрузку = —
найдем внутренний диаметр цилиндров топливных баков, испытываю-
щих внутреннее избыточное давление, равное 50 кг/см2. Он равев
282 мм. Толщина стенки азотного резервуара — 0,7 см (давление
150 кг/см2).
Напряжение на внутренней поверхности цилиндрических стенок
топливных баков, при давлении pi=50 атм, составляет:
Ekt
Pt 4rl +
3
где E — модуль Юнга; kt — относительная деформация. Отсюда полу-
чаем £1=0,000715. Абсолютная деформация составит ^-£1=0,0101 см.
На диаметре абсолютная деформация Adi=0,20 мм.
Абсолютная деформация азотного резервуара при давлении в нем
в 150 атм составит 0,0161 см, а на диаметре — 0,322 мм.
Естественно, что такого порядка деформации могут отразиться
на работе уплотнений, применение которых в поставленных на резьбе
днищах является необходимым, поскольку как топливные баки,
так и азотный резервуар должны быть вполне герметичны.
В данном случае мы сталкиваемся с задачей, полностью аналогич-
ной той, которая возникла при освоении производства воздушных резер-
182
вуаров морских торпед. В связи с этим
представляется целесообразным и не-
обходимым использовать методы,
практикующиеся на предприятиях, из-
готавливающих эти резервуары, диа-
метром в 1,5—2 раза превышающие
диаметр наших баков и резервуара.
Так, целесообразно полностью исполь-
зовать конструкцию их крышек и их
резьбы, а также утолщение цилиндров
в местах резьбы, посадку крышек на
олове в горячем состоянии с натягом
и т. п.
Зажигание при пуске двигателя
автоматическое и достигается путем
заливки перед пуском питательного
кольца активной зажигательной жид-
костью. При пуске газ начнет выдав-
ливать топливо из баков, причем го-
рючее, заполняя объем питательного
кольца, вытеснит его содержимое в ка-
меру горения. Одновременно окисли- Рис. 2. ОРМ-52
тель поступает через сопло и форсунки
в камеру двигателя. В момент сопри-
косновения в камере горения активнрй самовоспламеняющейся
.жидкости с азотной кислотой происходит самовоспламенение, и мотор
.начинает работать.
Состав активной жидкости по весу таков (в %):
Белый фосфор...................4,5 Сероуглерод..................53.0
Сера . .................7,0 Скипидар.....................35,5
Необходимо особо указать на то, что при испытании моторной
^установки с действующим мотором необходимо принять усиленные меры
предосторожности, так как нс исключена возможность взрыва двига-
теля в силу тех или иных причин, главным образом, при неправильном
.запуске двигателя.
Вес частей реактивной установки таков, кг:
Топливные баки и азотный резервуар.....................................8S
Запас керосина и кислоты...............................................78
Запас сжатого азота......................................................7,5
Двигатель с арматурой...................................................14,5
Арматура баков и резервуара . 12
Итого 200
Таким образом, технические требования на реактивную установку,
предусмотренные соглашением от 25 июля 1933 г., полностью
соблюдены.
ОРМ-23 —ОРМ-52*
(1933 г.)
Рис. 1. ОРМ-24. Сопло (dK₽15 мм) охлажда-
ется насадкой с поперечными ребрами из крас-
ной меди, форсунки (2) центробежные 1
Рис. 2. ОРМ-26. Сопло (dK=15 мм) с
продольными ребрами для охлажде-
ния спутным воздушным потоком,
форсунки (4) центробежные 2
Двигатель ОРМ-50 тягой 150 кг с жидкостным химическим зажи-
ганием работал на азотной кислоте и керосине, предназначался
для экспериментальной ракеты 05 конструкции ГИРД; сдаточные испы-
♦ В 1933 г. были разработаны конструкции ЖРД с номерами от ОРМ-23 по
ОРМ-52, большинство из них были изготовлены и испытаны на топливах: азотная кис-
лота или азотная кислота с азотным тетроксидом и керосины. Охлаждение к.-сг. внут-
реннее; форсунки открытые и закрытые гидравлически и механически управляемые.
Зажигание тротил-пироксилиновыми и нитратно-металлическими шашками; хлоратными
шашками (50% бертолетовой соли+50% сахара) химического зажигания, самовоспла-
меняющимися при соприкосновении с азотно-кислотными окислителями; пусковым само-
воспламеняющимся жидким горючим и др. (см. «Альбом конструкций ОРМ», 1935 г.
и «Альбом конструкций ЖРД», М., 1958 г., с. 10—13).
1 Чертеж № 970, 2 января 1933 г., архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед. хр. № 22, л. 2.
2 Чертеж № 1140, 1933 г., архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед. хр. № 23, л. 1.
184
Рис. 4. Сопло ОРМ-39 (тяга 100—150 кг)
с проточным охлаждением начального ореб-
ренного участка 2
Рис. 3. ОРМ-ЗО. Сопло (dK=17 мм)
с защитными форсунками горючего,
форсунки (6) центробежные, уста-
новленные навстречу газовому потоку
для улучшения смешения и сгорания
топлива 1
тания на стенде прошел в ноябре 1933 г. Двигатель состоит из сталь-
ной цилиндрической камеры сгорания с внутренним диаметром 120 мм
и полусферической головкой, снабженной четырьмя центробежными
форсунками с дюралюминиевыми распылителями (по две для окисли-
теля и горючего), установленными нормально к оси камеры, и крышки
с оребренным стальным коническим соплом, снабженным алюминиевы-
ми вкладышами и стальной рубашкой. Диаметр критического сечения
сопла — 32 мм. Охлаждение камеры сгорания — внутреннее, компонен-
тами; охлаждение крышки камеры сгорания и сопла со спиральным
оребрением — внешнее, азотной кислотой.
Для обеспечения зажигания пусковая жидкость заливалась в кол-
лектор и трубопроводы горючего, либо впрыскивалась в камеру сгора-
ния из пускового бачка, размещенного вне ракеты на земле, из кото-
рого под давлением углекислого газа подавалась по трубке, введенной
в камеру сгорания через сопло.
Экспериментальная неуправляемая ракета 05 разработана в ГИРД
п построена в 1933 г. Основные данные ракеты:
Длина . 3060 мм Вес топлива 33 кг
Диаметр корпуса Стартовый вес . 300 мм 82 кг Полезная нагрузка Время работы двигателя Расчетная высота верти- 8 кг 26,8 сек
Вес конструкции . 41 кг кального взлета 3 5200 м*
1 Чертеж инв. № 57, 1933 г., архив ГДЛ-ОДБ, оп. № 2, ед. хр. № 26, л. 2.
2 Чертеж инв. № 65, 1933 г., архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед. хр. № 31, л. 1.
3 Текст цитиропан из «Альбома конструкций ЖРД», М., 1958 г., с. 12.
185
Рис. 5. Сопло ОРМ-40 (тяга 100—
150 кг) оребренное, полностью ох-
лаждаемое жидкостью1
Изготовленный в одном экземпляре
ОРМ-50 прошел в 1933 г. три доводоч-
ных и ресурсное официальное сдаточ-
ное стендовые испытания,, после чего
Рис. 6. Сопло ОРМ-44 (тяга 250 кг) со спи-
ральным оребрением охлаждаемой окисли-
телем поверхности, с разъемными алюми-
ниевыми вкладышами2
в 1934 г.' совместно с ракетой
испытаний для отладки системы
05 прошел пять стендовых огневых
подачи топлива; при попытке пуска
ракеты на полигоне, в связи с пониженным давлением подачи топлива
из баков, развил неполную тягу
и выработал все топливо в пуско-
вом станке. За 10 пусков двигатель
наработал ЗГ4 с, после чего остался
целым. (Архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1,
ед. хр. № 28; Архив АН СССР, раз-
ряд 4i оп. 14, ед. хр. № 3).
Рис. 8. ОРМ-50 на испытательном стен-
де с питанием от системы ракеты 05 4
Рис. 7. ОРМ-50 3
1 Чертеж инв. № 56, 1933 г., архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед. хр. № 32, л.L
2 Чертеж № 1435, 1933 г., архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед. хр. № 34, л. 1..
3 Архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед. хр. № 40, л. 5.
4 Архив ГДЛ-ОКБ оп. № 2, ед. хр. № 40, л. 6.
186
’Рис. 9. Ракета 05 с двигателем ОРМ-50
. -(слева внешний вид, справа — разрез.
. Архив ГДЛЛЭКБ, оп. 2, ед. хр. № 40,
................л. 7, 8)
187
РЛА-1, РЛА-2, РЛА-3
(1933 г.)
Рис. 1. РЛА-1
Рис. 2. РЛА-2
Для ускорения летных испытаний двигателей с тягой до 300 кг и про-
верки способов старта и управления ракет в 1933 г. были разработаны
конструкции экспериментальных ракет РЛА-1, РЛА-2, РЛА-3 для вер-
тикального взлета на высоту порядка 2—4 км. В этих ракетах преду-
сматривалось жесткое крепление двигателей в хвостовой части ракеты;
подача топлива — с помощью сжатого газа из аккумулятора давления;
бак горючего размещался концентрично внутри бака окислителя;
корпусы этих ракет, кроме головок, стальные; запуск предусматривался
вертикально, без направляющего станка со стартового стола.
РЛА-1 * апо конструкции был наиболее простым: его головка и хво-
стовое оперение — деревянные, длина 1880 мм, диаметр корпуса 195 мм;
подача топлива в двигатель — сжатым воздухом без редуктора давле-
ния. На рис. 1 показан РЛА-1 с двигателем ОРМ-47. Фактически же
на РЛА-1 был установлен двигатель ОРМ-52.
РЛА-2** отличался от РЛА-1 использованием дюралюминиевой го-
ловки, несущей пилотский парашют с метеоприборами, раскрытие кото-
рого предусматривалось вышибным автоматом, введением в средней
части корпуса ракеты арматурного отсека с редуктором давления воз-
духа, дюралюминиевого хвостового оперения (рис. 2).
В 1933 г. на стенде была отработана укладка парашюта в головку
РЛА-2, а также испытаны автомат для выбрасывания парашюта и арма-
турный отсек с редуктором давления. В связи с этим РЛА-1 был пере-
бран по схеме РЛА-2 путем введения арматурного отсека и в таком
виде прошел стендовые холодные испытания в конце 1933 г. Пуск РЛА-1
производился выдергиванием механической чеки, освобождавшей
пружину, открывавшую воздушный клапан, отделяющий аккумулятор
давления от топливных баков.
РЛА-3 управляемый, отличался от РЛА-2 наличием в корпусе
приборного отсека с двумя гироскопическими приборами типа Обри
с воздушным дутьем (были использованы с морской торпеды), управ-
лявшими с помощью пневматических сервоприводов и механических
тяг двумя парами воздушных рулей, размещенных в хвостовом опере-
нии. Для рулей был выбран аэродинамический профиль Мунка, отли-
чающийся наименьшим смещением центра давления при перекладке
рулей. Изготовление РЛА-3 в 1933 г. завершено не было.
В связи с созданием в конце 1933 г. в РНИИ подразделения
по разработке собственно ракет и специализации автора по ЖРД все
работы по РЛА-1, РЛА-2, РЛА-3 и РЛА-100 были переданы в это под-
разделение ***.
* Чертеж К» 1203, 1933 г., архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед. хр. Ks 110, л. 1.
** Чертеж инв. № 43, 1933 г., архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед. хр. № 111, л. 1.
*** Описание приведено по материалам «Альбома конструкций ЖРД», М., 1958 г.,
с. 14.
ФОРСУНКА ДЛЯ РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ *
(1934 г.)
ЗАЯВОЧНОЕ СВИДЕТЕЛЬСТВО № 139877/11066, 3 января 1934 г.
АВТОРСКОЕ СВИДЕТЕЛЬСТВО № 3869, Кл. 46-с2-103
Предлагаемая форсунка предназначается для реактивного двигателя
на жидком топливе, компоненты которого подаются раздельно в камеру
горения и здесь образуют горючую смесь. При пуске таких двигателей
наблюдается явление подтекания, которое состоит в том, что первые
порции попадают в камеру горения при недостаточно высоком давлении
и поэтому не распыляются, образуя заряд жидкой смеси, способной
взрываться при воспламенении и причинять повреждение камере.
Для устранения этого явления согласно настоящему изобретению
служит впрыскивающее отверстие форсунки, закрытое пробкой из специ-
альной массы, снабженной для прохода топлива отверстием весьма
малого диаметра, например в 1 мм, при котором явление подтекания
практически совершенно безопасно. После пуска двигателя пробка
разрушается, предоставляя нормальный выход топливу.
Разрушение пробки может происходить, например, под действием
высокой температуры, устанавливающейся в двигателе или при хими-
ческом взаимодействии вещества пробки с компонентами топлива.
ПРЕДМЕТ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Форсунка для реактивного двигателя на жидком топливе, отличающаяся
тем, что ее впрыскивающее отверстие закрыто пробкой, снабженной
каналом малого диаметра, причем пробка изготовлена из материала,
способного разрушаться при пуске двигателя под действием напора
жидкости, высокой температуры или при химическом взаимодействии
с компонентами топлива.
♦ Заявка 2 янв. 1934 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 11, лл. 218, 219.
РАКЕТЫ, ИХ УСТРОЙСТВО И ПРИМЕНЕНИЕ *
(1935 г.)
г. Э. ЛДНГЕМДК
В. П. ГЛУШКО
РАТИТЫ
их устиство
И ПРИМЕНЕНИЕ

онти
нктп
Рис. 1
ВВЕДЕНИЕ
Ракетный двигатель является представителем того немногочисленного
класса машин, в которых энергия, заключенная в топливе, преобразует-
ся в тяговую силу без участия передаточных механизмов. Создание
такого двигателя при всей кажущейся на первый взгляд простоте его
устройства представляет весьма большие трудности, для преодоления
которых требуется обширная научно-исследовательская проработка
целого ряда новых и сложных технических вопросов, с которыми до сих
пор не приходилось сталкиваться техникам и конструкторам.
Основная трудность заключается в том, что в ракетном двигателе
для получения достаточной мощности нужно сжигать в единицу вре-
мени очень большое количество топлива, продукты сгорания которого,
извергаясь под напором из камеры сгорания наружу, и создают так
называемую реактивную тягу.
Проблема ракетной техники выдвинулась только в самые послед-
ние годы, хотя ракета как простейший самодвижущийся аппарат изве-
стна человечеству уже много сотен лет. От обыкновенной фейерверочной
ракеты до ракетного аппарата в том виде, в каком мы его в настоящее
время себе представляем, — огромная дистанция. Решение ракетной
проблемы может быть основано только на базе современных достиже-
ний техники, главным образом в области теплотехники, а также
в металлургии специальных сталей и легких прочных сплавов.
История двигатслестроения до современного авиационного двига-
теля прошла через ряд этапов, причем, усовершенствование двигателей
шло по пути увеличения мощности на единицу их веса. Ракетный дви-
* Книга написана в 1933 г., издана ОНТИ в 1935 г. (8,1 авт. л., 120 стр.). Авто-
ры: Г. Э. Лангемак (главы I, III, IV) и В. П. Глушко (главы II, V, VI, VII) (см.
оглавление книги на стр. 225). Ниже приводится лишь часть глав, написанных
В. П. Глушко, и в сокращенном виде.
191
гатель в этом отношении, как мы увидим, является более совершенным,
чем всякий другой двигатель внутреннего сгорания, и потому может
с полным основанием расцениваться как двигатель наиболее передовой
техники.
Ракетный двигатель коренным образом отличается от всех других
известных и пригодных для технических целей двигателей тем,
что он способен сообщать движение связанным с ним аппаратом вне
всякой материальной среды, в то время как аппараты, снабженные
другими двигателями, могут передвигаться только при наличии внеш*
ней материальной опоры (земля, вода, воздух). Поэтому с применением
ракетного двигателя издавна связывались проекты полетов в весьма
разреженных слоях атмосферы, а также и в межпланетном простран-
стве. Эти последние проекты, хотя и вполне научно обоснованные, пока
еще далеки от осуществления. Однако ракетный двигатель весьма
плодотворно может быть использован и в более скромных земных
рамках, которые послужат для него ступенью для выхода на более
широкую арену. Одной из таких ступеней является применение ракет-
ных аппаратов для исследования стратосферы.
Вторая особенность ракетного двигателя заключается в возможно-
сти получения с его помощью весьма больших тяговых усилий при
относительно малом весе самого двигателя при условии, что работа
его кратковременна. В этом отношении ракетный двигатель можно
сравнить с артиллерийским орудием, в котором, как известно, в тече-
ние сотых долей секунды совершается колоссальная работа.
В ракетном двигателе в качестве топлива могут быть использованы
вещества твердые, жидкие и газообразные. В качестве твердого топ-
лива наиболее целесообразным является применение пороха, так как
порох содержит кислород, необходимый для горения и, следовательно,
топливо состоит в этом случае только из одного компонента.
В двигателях с газообразным топливом могут применяться
как гоювые газовые смеси, так и смеси газообразного кислорода
с каким-либо горючим газом, которые подводятся в камеру сгорания
порознь. К этой же категории можно отнести и такие двигатели, в кото-
рых в камеру сгорания вводится жидкое горючее в испаренном или рас-
пыленном состоянии, а потребный кислород берется из окружающего
воздуха или из особого резервуара при двигателе. Этот последний тип
двигателя мы называем двигателем на карбюрированной смеси, так как
в нем подача топлива производится теми же приемами, что и в обык-
новенных двигателях внутреннего сгорания. Наибольший интерес пред-
ставляют ракетные двигатели на жидком топливе! Под этим названием
мы разумеем только такие двигатели, в которых и горючее и окислитель
вводятся в камеру сгорания и сжигаются в ней в жидком виде.
Эти двигатели имеют бесспорное преимущество перед пороховыми дви-
гателями по той причине, что жидкое топливо обладает теплотворной
способностью в два-три раза большей, чем порох. Кроме того, посте-
пенная подача жидкого топлива в камеру сгорания представляет
несравненно меньшие трудности, чем такая же подача пороха. Более
подробная сравнительная оценка обоих типов двигателей дана ниже.
Таким образом, первой задачей при разработке ракетной пробле-
мы является создание мощного и надежно действующего ракетного
двигателя. В настоящее время этой задаче уделяется во всем мире
весьма большое внимание, над ее разрешением работают за границей
десятки выдающихся инженеров разных специальностей. Вопросам
реактивного движения посвящено большое количество технических книг
и журнальных статей. Во многих капиталистических странах как пра-
вительства, так и частные фирмы тратят большие средства на опытную
работу.
192
Особое внимание вопросам реактивного движения за границей
уделяют военные ведомства, так как ракетные аппараты сулят блестя-
щие перспективы в деле их боевого использования. С этой точки зрения
весьма характерным является тот факт, что наиболее видные работ-
ники в области реактивного движения в капиталистических странах,
проделавшие значительную опытную работу, буквально ничего не опу-
бликовали в печати ни из результатов своих опытов, ни из своих дости-
жений. Ту же участь, по-видимому, претерпели и некоторые патенты
на изобретения, сделанные в этой области.
Нет ничего удивительного, что доброкачественная техническая
литература по реактивному движению чока еще бедна. Все изданные
до сих пор капитальные труды 1 относятся исключительно к межпла-
нетной части реактивного движения и в них, к сожалению, меньше
всего говорится о самом двигателе, а между тем именно в нем сейчас
вся суть вопроса.
В нашей работе мы низводим ракетные аппараты на землю, вклю-
чая сюда и ее воздушную атмосферу, и в этих рамках отводим наиболь-
шее место самому двигателю. Особое внимание мы уделяем двигате-
лям на жидком топливе, которым, несомненно, принадлежит ведущая
роль в ракетной технике.
Глава II. ПОЛЕЗНОЕ ДЕЙСТВИЕ РАКЕТЫ
1. Коэффициент полезного действия ракетного двигателя
Сущность работы ракетного двигателя как тепловой машины заклю-
чается в преобразовании потенциальной химической энергии топлива
в кинетическую энергию .поступательного движения газообразных про-
дуктов сгорания, вытекающих через сопло.
При переходе энергии из одного вида в другой часть ее, как извест-
но, всегда теряется непроизводительно, и потому в ракетном двигателе,
как и во всяком другом, полезная работа, получаемая при сжигании
топлива, всегда бывает меньше, чем работа располагаемая.
Обозначим через
Gi — вес топлива, сжигаемого в единицу времени;
и — скорость истечения газов через сопло, которую будем считать
величиной постоянной;
Ни — низшую теплотворную способность топлива;
Е — механический эквивалент тепла;
g — ускорение силы тяжести.
Потенциальная энергия массы топлива, расходуемой в 1 сек, равна
G\HUE, а кинетическая энергия продуктов сгорания, или их живая сила,
приобретенная за тот же промежуток времени, будет равна
2g
G \ti2
Согласно сказанному выше <I
или, деля обе части неравенства на СцНиЕ,
—•£— <i.
2гН.Е
1 Обзор главнейших работ имеется в книге проф. Н. А. Рынина «Теория космичес-
кого полета», 1931; подробная библиография помещена в его же книге «Астронавн*
гация», 1932.
7
1208
193
Дробь, стоящая в левой части и выражающая отношение получен-
ной работы к располагаемой, характеризует степень использования
тепла в двигателе, т. е. показывает, насколько полным является пре-
образование заключенной в топливе потенциальной энергии в энергию
движения газов. Эту величину мы называем коэффициентом полезного
действия (к. п. д.) двигателя и обозначаем символом т) так, что
« «2
*1=--------
(6)
Опытное определение скорости истечения и представляет довольно
сложную задачу, и потому для нахождения величины т] более удобно
пользоваться другим выражением, где т] представлена в зависимости
от реактивной силы.
Напишем условие равенства импульса реактивной силы количеству
движения газового отброса:
—=-Rt
g
(7)
Полагая /=1, чему отвечает секундный расход Gj, получаем
(8)
01
D2
Подставляя это выражение в (6), получим il=g-------.
2EGlHa
Заменяя постоянные величины их численными значениями, будем
иметь:
Это выражение позволяет без труда находить к. п. д. двигателя,
так как величины R, G] и Ни легко могут быть определены опытным
путем.
При выводе формулы для к. п. д. принималось, что реактивная
сила возникает лишь за счет кинетической энергии газового отброса.
В действительности это может и не иметь места, именно когда давление
газов р2 у выходного сечения сопла не равно внешнему давлению р$.
Точное выражение для реактивной силы напишется следующим
образом
R = ^tt^Fi{Pi-p^ (10)
где F<>— площадь выходного сечения сопла двигателя; р2 — давление
в выходном сечении сопла; р$— давление окружающей среды.
В том случае, когда р2=ро очевидно, будем иметь выражение (1).
Из этого следует, что в тех случаях, когда использование распола-
гаемого перепада давлений невелико, т. е. расширение в сопле ведется
не до противодавления р0, второй член выражения для 7? может при-
нимать внушительные размеры.
Чтобы сохранить приведенную ранее формулировку к. п. д. двига-
теля, необходимо в выражение (6) для к. п. д. подставить значение и
из формулы (10), именно: ^=-^— — F2(p2 —РоЖ
Gi
Тогда (П)
87G2/7U
Полученное выражение показывает, какая часть потенциальной
энергии топлива преобразовалась в кинетическую энергию продуктов
194
сгорания при частичном использовании располагаемого перепада.
На практике в рассматриваемом частном случае важнее знать не эту
величину, а ту долю потенциальной энергии топлива, которая преобра-
зовалась в реактивную силу, независимо от относительного значения
первого и второго членов правой части выражения для 7? (формула 10).
Иными словами, и в этом случае следует пользоваться выражением (9).
Величина т] может иметь различные значения в зависимости
от устройства двигателя и условий его работы.
На величину к. п. д. оказывают влияние потери, связанные с про-
цессом горения и истечения газов. К числу их относятся потери, проис-
ходящие от неполноты расширения газов в сопле, от неполноты сгорания
топлива в камере, от нагревания частей двигателя, от трения газов
о стенки камеры и сопла, наконец, от образования вихрей в камере
и в канале сопла. Из менее значительных можно упомянуть еще о поте-
рях на лучеиспускание, на перемещение масс газов внутри камеры сго-
рания и т. д.
Наибольшее значение в ракетном двигателе имеют тепловые потери,
связанные с неполным сгоранием топлива и с потерей тепла с уходя-
щими газами.
При жидком топливе причиной неполного сгорания может служить
недостаточно хорошее смешение компонентов топлива в камере сгора-
ния, вызванное несовершенством конструкции как самой камеры,
так и органов, подающих топливо (форсунок), затем малой скоростью
подачи топлива, взаимной нерастворимостью окислителя и горючего
и т. д. В результате этого часть несгорсвшего топлива будет бесполезно
выноситься через сопло.
Тщательное смешение компонентов топлива в камере сгорания
является обязательным условием для хорошей работы двигателя.
Однако выполнение этого условия чрезвычайно трудно вследствие
необходимости смешивать большие количества топлива в единицу вре-
мени в ограниченной по объему камере сгорания.
Для облегчения задачи необходимо использовать в ракетном дви-
гателе такие сорта топлива, которые способны дать нужную тягу
при возможно малом расходе топлива. Ввиду того, что сила тяги про-
порциональна скорости истечения, наиболее выгодным является топливо
с высокой теплотворной способностью. Совершенно очевидно, что для
получения легкого двигателя более выгодно подавать топливо в камеру
в жидком виде, чем в газообразном, или в виде смеси жидкого компо-
нента топлива с газообразным, так как в последних случаях для подачи
топлива потребовались бы мощные компрессоры, и вся установка
в целом оказалась бы настолько тяжеловесной и громоздкой, что при-
менение такого двигателя утратило бы практический смысл.
Это положение до сих пор не было достаточно четко сформулиро-
вано в литературе. Оно также упускается из виду в большинстве проек-
тов изобретателей, и почти все относящиеся к ракетному двигателю
предложения предусматривают подачу топлива в камеру сгорания
в газообразном или парообразном состоянии. Конечно, такой способ
подачи связан с меньшими трудностями в смысле надежного смешения
компонентов, однако, как уже сказано, большой мощности на единицу
веса при этом получить нельзя.
К числу потерь от неполноты сгорания топлива нужно отнести
потери, вызываемые диссоциацией продуктов сгорания.
Степень диссоциации продуктов сгорания находится в прямой зави-
симости от температуры и в обратной — от давления, причем преобла-
дающее влияние оказывается на стороне давления. Это обстоятельство
позволяет уменьшить диссоциацию продуктов сгорания путем увеличе-
ния давления в камере сгорания.
7*
195
В зависимости от состава топлива температура в камере сгорания
двигателя может колебаться в пределах 2500—4000° С. При давлении
в 100 кг/см2 степень диссоциации водяных паров при указанных темпе-
ратурах доходит до 13%, а углекислоты — до 60%. При давлении
в 10 кг/см2 степень диссоциации воды при тех же температурах возра-
стает до 26%, а углекислоты — до 83%. Понизить степень диссоциации
можно увеличением давления в рабочем пространстве камеры сгорания.
Однако употребление слишком высоких давлений вызывает затрудне-
ния, связанные с утяжелением как камеры сгорания, так и всех под-
собных механизмов, а также с увеличением работы, расходуемой
на подачу топлива в камеру сгорания.
Другой способ состоит в понижении температуры в камере сгора-
ния путем использования таких сортов топлива, которые развивают
при сгорании меньшую температуру при той же теплопроизводительно-
сти и имеют большой объем продуктов сгорания.
Нужно иметь в виду, что и при высоких давлениях явление диссо-
циации не устраняется полностью, и в массе газов, протекающих через
сопло, неизбежно будут присутствовать в том или ином количестве
продукты неполного сгорания. Однако часть тепла, поглощенная вслед-
ствие диссоциации в камере сгорания, вновь выделяется при движении
газов в сопле, так как при расширении газов в сопле происходит паде-
ние температуры. В связи с этим продукты разложения снова могут
соединяться в сложные молекулы с выделением тепла.
Таким образом, сопло выполняет не только функцию органа,
использующего давление расширяющихся газов, но является и вспомо-
гательной камерой сгорания.
Довольно значительные потери в ракетном двигателе происходят
от нагревания стенок камеры и сопла. Так как величина этих тепло-
вых потерь пропорциональна поверхности стенок, соприкасающихся
с продуктами сгорания, то вполне естественным является придание
соплу и камере сгорания такой формы, при которой поверхность нагре-
ва будет наименьшей. Что касается сопла, то наивыгоднейшей для него
как в смысле тепловых потерь, так и простоты изготовления будет
форма конического сопла Лаваля. Для камеры сгорания наиболее
совершенной с точки зрения тепловых потерь была бы сферическая фор-
ма или близкая к ней.
Действительным средством для уменьшения тепловых потерь может
служить применение на внутренних стенках камеры сгорания и сопла
теплонепроницаемого покрова, предохраняющего их от соприкоснове-
ния с раскаленными газами.
Нанесение теплоизолирующего слоя в камере сгорания не пред-
ставляет особых затруднений. Что же касается сопла, то задача изо-
лировать его от воздействия раскаленных газов, движущихся со ско-
ростью порядка 2000—3000 м/с, в настоящее время представляется
чрезвычайно трудной: известные виды теплоизолирующих составов
при этих условиях от совместного действия нагрева и трения разру-
шаются и выносятся из сопла вместе с газами.
При пользовании керамиковой изоляцией можно было бы умень-
шить действие трения газов, покрывая изолирующий слой глазурью.
Однако известные сорта глазури имеют низкую температуру плавления
(ниже 1000° С) и для рассматриваемых целей непригодны.
Помимо уменьшения тепловых потерь, теплоизолирующий покров
является также средством для предохранения рабочих частей ракет-
ного двигателя от расплавления вследствие действия высокой темпера-
туры продуктов сгорания, достигающей 3000—4000°. Для этой же цели
можно использовать известный в технике прием проточного охлаждения
двигателя какой-либо жидкостью.
196
В ракетном двигателе наиболее рационально использование
для охлаждения самого топлива, так как это даст возможность
не обременять аппарат излишним мертвым весом. В этом случае бла-
годаря предварительному подогреву топлива условия сжигания
его в камере сгорания несколько улучшаются. Для охлаждения более
выгодно пользоваться тем из компонентов топлива, расход которого,
а также удельный вес, теплоемкость и температура кипения наиболее
высоки; это позволит избежать перехода топлива в парообразное
состояние. Для повышения допустимой температуры нагрева можно
заставить охлаждающую жидкость циркулировать под некоторым дав-
лением.
Неизбежные потери в ракетном двигателе имеют место также
вследствие трения газов о стенки камеры сгорания и сопла и вследст-
вие образования вихрей в газовом потоке. Образование вихревых дви-
жений в камере сгорания в известной степени является желательным,
ибо они способствуют лучшему перемешиванию топлива. В сопле воз-
никновение вихрей безусловно вредно, так как здесь они являются
причиной падения скорости истечения.
Для уменьшения потерь от вихреобразования в сопле необходимо
стремиться к тому, чтобы из камеры сгорания выходили по возможности
однородные по своему составу продукты сгорания. Чем больше песго-
ревших частиц топлива выбрасывается в сопло, тем больше возможно-
сти для появления в нем завихрений.
Для уменьшения потерь на трение необходимо подбирать соответ-
ственным образом внутренние очертания камеры сгорания, в особенно-
сти той ее части, которая прилегает к критическому сечению сопла.
Вместе с тем поверхность сопла и камеры должна быть тщательно
обработана, т. е. отшлифована или даже полирована.
В литературе встречаются описания ракетных двигателей, в кото-
рых рабочий процесс осуществляется не при равномерной подаче топ-
лива в камеру сгорания, а в виде отдельных взрывов, более или менее
быстро следующих друг за другом. В пользу этих двигателей говорит
возможность снизить среднюю температуру рабочих частей двигателя
и уменьшить работу нагнетания топлива в камеру сгорания. Однако
двигатель прерывистого действия характеризуется переменной скоро-
стью истечения и переменной температурой рабочих частей, резко
выраженным толчкообразным действиеАм реактивной силы и, наконец,
резким снижением мощности на единицу веса.
Численные значения к. п. д. ракетного двигателя могут меняться
в широких пределах в зависимости от устройства и условий работы
двигателя. Ввиду того, что в ракетном двигателе энергия истечения
газов непосредственно преобразуется в тяговую силу без участия каких
бы то ни было промежуточных механизмов, к. п. д. может принимать
весьма большие значения, недостижимые в* других тепловых машинах.
Для порохового двигателя величина *q в обычных условиях не пре-
вышает 0,5. Для ракетного двигателя на жидком топливе в случае
применения падежных средств для борьбы с тепловыми потерями
эта величина, по-видимому, может быть доведена до 0,6.
2. Полетный коэффициент полезного действия ракеты
До сих пор мы касались только явлений, происходящих внутри дви-
гателя, и выяснили влияние их па его к. п. д. как тепловой машины.
Однако помимо задачи превращения потенциальной энергии топлива
в кинетическую энергию истечения газов, т. е. в реактивную тягу, дви-
гатель выполняет еще функцию движителя для связанного с ним аппа-
рата. Это позволяет нам говорить о той или иной степени использова-
197
ния кинетической энергии продуктов сгорания на сообщение движения
ракетному аппарату.
Продукты сгорания не отдают аппарату всей своей энергии,
так как, покидая двигатель, они еще обладают известной скоростью
по отношению к неподвижным в пространстве телам и способны произ-
водить внешнюю работу. При движении аппарата в воздухе эта работа
затрачивается на приведение в движение частиц воздуха, на их нагре-
вание и т. д.
Таким образом, полная мощность I., развиваемая двигателем,
состоит из суммы полезно используемой мощности, затрачиваемой
на приведение в движение аппарата, и теряемой мощности, выражаю-
щейся неиспользованной частью кинетической энергии газов, т. е.
£ = (12)
где R— реактивная сила (тяга), развиваемая двигателем;
v — скорость аппарата в рассматриваемый момент времени;
G — вес топлива, сжигаемого в единицу времени;
и — скорость истечения из сопла двигателя.
Отношение полезной работы Rv к полной работе продуктов сгора-
ния мы называем полетным к. и. д. ракеты и обозначаем его симво-
лом 1)п, так что
п =__________—_________
" G
Rv 4- — (а - v)2
R — — U
Имея в виду, что
2uv
и делая соответствующие преобразования, получим Ли=-.
U? +
Полагая — — k,
и
получим Т|я=—(13)
Можно вообразить такой случай, когда вся кинетическая энергия
газов передается летательному аппарату. Если фиксировать полет
такого аппарата из какой-либо точки земли, то газы будут представ-
ляться в виде неподвижного длинного столба, как бы трассирующего
полет аппарата.
Понятно, что вытекающие газы только в том случае окажутся
неподвижными относительно земли, когда скорость их истечения будет
равна скорости поступательного движения летательного аппарата.
В этом случае выражения (12) и (13) дают:
L=Rv\ Х=1; Пп=1.
Таким образом, условие равенства скоростей истечения газов
и самого аппарата является условием наибольшего (полного) исполь-
зования работы двигателя.
Если скорость аппарата под действием реакции все время возра-
стает, а скорость истечения остается постоянной, то равенство этих ско-
ростей будет иметь место лишь в течение одного мгновения. В течение
всего остального времени работы двигателя выхлопные газы - будут
иметь некоторую скорость относительно земли и, следовательно,
не вся их кинетическая энергия будет передаваться аппарату.
198
Так как в общем случае скорость ракеты во время действия дви-
гателя изменяется, то величина полетного к. п. д. ракеты является пере-
менной величиной. От нулевого значения в момент начала движения
она возрастает по мере увеличения скорости аппарата, достигает еди-
ницы в тот момент, когда скорость истечения и скорость самого аппа-
рата сравняются, а затем при дальнейшем возрастании скорости
аппарата начинает убывать. В табл. 1 представлены значения полет-
о v
ного к. п. д. в зависимости от отношения скоростей —, вычисленных
и
по формуле (13).
Если рассматривать движение
аппарата относительно неподвижной
в пространстве точки, то в началь-
ном периоде движения продукты
сгорания, истекающие через сопло,
будут двигаться в сторону, проти-
воположную движению аппарата, с
постепенно уменьшающейся скоро-
стью, затем в момент равенства
скоростей сделаются неподвижными
и, наконец, станут двигаться вслед
за аппаратом.
Данные табл. I позволяют за-
ключить о нецелесообразности при-
менения ракетных двигателей в качестве постоянного движущегося
Таблица 1
У и % У и ’«л
0,001 0,002 1,5 0,91
0,01 0,02 2,0 0,80
0,1 0,20 3,0 0,60
0,3 0,55 4,0 0,47
0,5 0,80 5,0 0,38
0,7 0,94 7,0 0,28
1,0 1,00 10,0 0,20
средства в наземном и водном транспорте, а отчасти и в воздушном,
т. е. там, где мы связаны небольшими значениями допустимых скоро-
стей движения, сравнительно со скоростями истечения.
Полагая скорость движения экипажа равной у=30 м/с
(108 км/час), при скорости истечения а=3000 м/с, получаем А=0,01
и t]ti=0,02.
Несколько большие значения приобретает т]п в случае ракетной
установки на самолете. Полагая скорость полета самолета равной
100 м/с (360 км/ч), получаем &=0,033 и т)п=0,067.
Лишь при больших скоростях движения аппарата, близких к ско-
рости истечения газов из сопла двигателя, полетный к. п. д. принимает
достаточно большие значения. Применение же ракетного двигателя
при малых скоростях движения может оправдать себя лишь в тех слу-
чаях, когда в течение малого промежутка времени требуется реализо-
вать значительные тяговые усилия при незначительном весе всей тяго-
вой установки.
Для учета экономичности работы ракетного двигателя как тяго-
вой машины необходимо знать среднее значение полетного к. п. д.
за все время работы двигателя.
Если р и V — соответственно вес и скорость аппарата в конце горе-
ния топлива, а со и и — соответственно вес всего запаса топлива и ско-
рость истечения газов, то средний полетный к. п. д. ракеты будет:
РУ2
Т| =
"ср о
2^
рУ2
-ь^-УГ.
w L \ р ) J
(15)
Это выражение показывает, что величина среднего полетного к. п. ц.
зависит только от отношения <в/р. Наибольшее его значение получается
при св/р=3,92, т. е. когда почти 80% общего веса аппарата приходится
па долю топлива. В этом случае т]ср=0,65, а скорость ракеты в конце
199
сгорания топлива V=l,6 и, т. е. примерно в полтора раза больше скоро-
сти истечения продуктов сгорания.
Для повышения полетного к. п. д. аппаратов, движущихся с неболь-
шими скоростями, например, в условиях наземного, водного и воздуш-
ного транспорта, предложено искусственно понижать скорость истече-
ния путем введения в камеру сгорания или в сопло инертных веществ
(вода, воздух). Эти инертные вещества, входя в соприкосновени?
с продуктами сгорания, заимствуют от последних тепло и движение,
причем жидкие избыточные вещества переходят в парообразное состоя-
ние, и вся масса используется для создания реактивной силы.
Очевидно, что этот путь увеличения к. п. д. может быть рациональ- *
ным только в том случае, если инертное вещество заимствуется из окру-
жающей среды. В противном случае увеличение мертвого веса аппарата
уничтожило бы все выгоды от повышения полетного к. п. д.
На величину полетного к. п. д. ракетного аппарата весьма сущест-
венно влияют также потери, вызываемые сопротивлением воздуха
при движении в нем аппарата. Такое же значение имеет и работа, затра-
чиваемая двигателем на преодоление силы земного тяготения. Подроб-
нее об этом будет сказано ниже.
3. Экономический коэффициент полезного действия ракеты
Полезная работа ракеты измеряется живой силой , приобретенной
ею к концу сгорания топлива. Потенциальная энергия топлива, равная
<яНиЕ, расходуется частично, как мы видели, па сообщение скорости
ракете, частично утрачивается непроизводительно. Отношение полезной
работы к располагаемой энергии характеризует экономичность раке-
ты. Это отношение мы называем экономическим к. п. д. ракеты;
оно равно
рУ2
Ч. „ ₽
Умножая и деля правую часть па и2, получим:
„ «2 pV'2
п __ _ о W
2gHuE ыи2 р
Таким образом, экономический к. п. д. ракеты есть произведение
к. п. д. двигателя па средний полетный к. п. д. ракеты.
На основании этого, полагая, что наибольшие значения для т]=0,50
и T]cp=0,65, получим наибольшее значение для полного экономического
к. п. д.: т]э=0,50-0,65=0,325.
Напомним, что в приведенных формулах для к. п. д. не учтено
влияние земного тяготения и сопротивления воздуха. Оба эти фактора
вызывают понижение к. п. д. ракеты. Их вредное влияние можно отча-
сти парализовать приданием ракете наиболее удобообтекаемой формы,
применением больших поперечных нагрузок и принятием достаточно
больших ускорений. Если же учесть потери на преодоление сопротивле-
ния воздуха и силы земного тяготения, то экономический к. п. д. ракет-
ного аппарата не превысит 10—20%.
Из предшествующего изложения должно быть ясно, какими мерами
можно добиться больших значений экономического к. п. д. Среди этих
мер главнейшими являются: 1) полное смешение составных частей топ-
лива в камере сгорания; 2) рациональная конструкция сопла; 3) приме-
нение тепловой изоляции или охлаждения топливом; 4) достаточно
большое давление в камере сгорания; 5) принятие больших относитель-
200
ных значений веса топлива; 6) применение подсасывания окружающей
среды; 7) удобообтекаемая форма аппарата; 8) большая поперечная
нагрузка аппарата; 9) осуществление мощного мотора для получения
больших ускорений.
Глава VI*. УСТРОЙСТВО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
НА ЖИДКОМ ТОПЛИВЕ
1. Предварительные замечания
Судя по тем данным, которые до сих пор были опубликованы в лите-
ратуре, проблема конструирования ракет на жидком топливе нигде еще
не получила реального воплощения, если не считать нескольких сделан-
ных за границей попыток пуска опытных аппаратов, попыток, которым
часто предшествовала пышная реклама, но которые неизменно сопро-
вождались авариями и взрывами. Почти во всех случаях это было
вызвано неустойчивой работой двигателя.
В этой главе мы излагаем те основы, которые, на наш взгляд,
должны быть приняты при конструировании ракетного двигателя
на жидком топливе, и рассматриваем различные формы выполнения
его главнейших механизмов.
Наиболее важными вопросами в разработке двигателя являются:
подача топлива в камеру сгорания, образование рабочей смеси в каме-
ре, зажигание рабочей смеси, защита двигателя от действия высокой
температуры и выбор материалов для него. Эти основные вопросы мы
сейчас и разберем.
2. Подача топлива в камеру сгорания
Задача состоит в создании давления для введения жидкого топлива
в камеру, где происходит его сгорание (давление подачи). Разность
давления подачи и давления в камере идет на преодоление сопротив-
ления движению топлива в трубопроводах и на впрыскивание этого
топлива в камеру сгорания.
Ниже мы рассмотрим различные способы введения жидкого топ-
лива в камеру сгорания, принимая давление в ней постоянным.
Жидкое топливо, как мы видели, обычно состоит из двух компо-
нентов — окислителя и горючего, хранимых для безопасности в отдель-
ных баках. Эти компоненты подаются по той же причине раздельно.
Способы подачи того й другого в основном одинаковы, поэтому в даль-
нейшем мы будем рассматривать подачу одного из компонентов, назы-
вая его просто топливом.
Для подачи топлива из баков в камеру сгорания могут применяться
следующие способы:
А. Подача топлива из бака в камеру сгорания
с помощью сжатого газа. Здесь возможны два варианта.
По первому (рис. 2) сжатый газ 1 помещен над уровнем топлива 2
в баке 3. Начальное давление газа должно быть выбрано таким, чтобы
по мере вытеснения топлива и опорожнения бака давление в нем все
время оставалось большим, чем в камере сгорания* Для сохранения
постоянства давления в камере сгорания может быть применен редук-
ционный клапан 4. По второму варианту (рис. 3) сжатый газ 1 поме-
щается в отдельном баллоне 2, называемом аккумулятором давления.
* Глава V «Жидкое топливо для ракетного двигателя» не приводится, так как
этот вопрос значительно подробнее освещен в приводимой далее книге «.«Жидкое топ-
ливо для реактивных двигателей», 1936 г.
201
Газ поступает в бак 4 через редукционный клапан 3, служащий для
поддержания давления в баке на постоянном уровне.
Сравнивая эти два варианта, нетрудно заметить, что помещение
сжатого газа в одном баке с топливом нецелесообразно, так как высо-
кое начальное давление газа обусловливает высокий вес бака. Второй
вариант характеризуется постоянством давления подачи, простотой
устройства и вытекающей отсюда надежностью действия, благодаря
чему этот способ может найти применение в условиях лабораторно-
исследовательских работ с ракетными двигателями, а также для мало-
мощных ракетных аппаратов, предназначенных для полетов на сравни-
тельно небольшие дистанции. Для мощных аппаратов этот способ
неудобен вследствие тяжеловесности как самих баков, так и аккуму-
ляторов давления.
Вариантом подачи топлива сжатым газом является способ, иллю-
стрируемый рис. 4. В аккумуляторе 1 вместо сжатого газа помещен
сжиженный газ 2, пары которого поступают в топливный бак 4 через
редуктор давления 3. Объем аккумулятора при этом значительно сокра-
щается.
Для испарения сжиженного газа в аккумуляторе можно исполь-
зовать теплоту, выделяемую самим двигателем, например, отводя
для этого из камеры двигателя часть продуктов сгорания топлива.
Можно также производить нагрев с помощью электрического тока.
Вместо сжиженного газа можно также использовать твердые
и жидкие вещества, способные при химическом разложении выделять
достаточное количество газов. Примером может служить обыкновенный
бездымный порох.
Б. Подача топлива с помощью насосов. Подача
топлива с помощью насоса имеет то преимущество, что разгружает
топливные баки от внутреннего давления и тем самым позволяет умень-
шить мертвый груз.
Мощность насоса, потребная для накачивания 1 кг топлива, равна
202
где Р — давление в камере сгорания; р — давление подачи (избыточ-
ное) ; т|н — к. п. д. насоса.
Если Р=25 кг/см2, р=25 кг/см2, т]п=0,5, то мощность насоса
на каждый килограмм качаемого в секунду топлива составит 13,3 л. с.
Так как расход топлива в ракетном двигателе исчисляется килограм-
мами и даже десятками килограммов в секунду, то потребная мощность
насоса будет порядка нескольких десятков или даже сотен лошади-
ных сил.
Насос можно приводить в действие с помощью независимого дви-
гателя, но в этом случае механизм подачи оказывается громоздким
и сложным. Значительно проще использование работы самого ракет-
ного двигателя путем отвода из камеры сгорания части продуктов
сгорания топлива для приведения в действие насоса.
Произведем примерный расчет такой системы подачи топлива
для рассмотренного выше частного случая, для которого мы нашли,
что потребная мощность насоса на каждый килограмм качаемого
в секунду топлива составляет 13,3 л. с. Полагая, что к. п. д. промежу-
точного двигателя, связанного с насосом и приводимого в действие
продуктами сгорания ракетного двигателя, равен 0,2, получаем, что
затрата энергии на подачу 1 кг топлива эквивалентна мощности
13,3 -
-— = 66,5 л. с.
0,2
С другой стороны, если топливо имеет теплотворную способность
в 1450 кал/кг (смесь азотной кислоты с керосином), и к. п. д. ракет-
ного двиг'ателя равен 0,5, то мощность этого двигателя при расходе топ-
лива в 1 кг/сек будет равна N—-----—-----=4130 л.с.
Работа, расходуемая в секунду на нагнетание топлива, составляет
^=0,016,т. е. всего 1,6% от мощности ракетного двигателя.
Выгодность такого устройства несомненна, так как вспомогатель-
ный двигатель можно сделать достаточно легковесным. При более
калорийном топливе относительный расход энергии на подачу топлива
будет еще меньше.
В. Другие способы подачи. К. Э. Циолковский, разбирав-
ший в своих трудах несколько вариантов питания двигателя, предла-
гал отводить часть газов из камеры сгорания, используя их скоростной
напор в специальном инжекторе для подачи топлива из баков в камеру
сгорания. Этот способ павыгоден, так как к. п. д. инжекторов очень мал,
и потому на подачу топлива пришлось бы затратить значительную часть
мощности двигателя.
Для подачи сжиженных газов предлагалось использовать давле-
ние паров, образующихся при естественном испарении этих жидкостей
или при их подогреве. Этот способ по существу ничем нс отличается
от рассмотренного выше (см. рис. 4).
Следует упомянуть еще об использовании напора встречной струи
воздуха для создания давления в баках. Этот способ осуществим
при больших скоростях движения, притом в низких слоях атмосферы.
Соединение этих обоих условий для полета ракетного аппарата очень
редко будет иметь место.
Наконец, предлагалось использовать также силы инерции, возни-
кающие при ускоренном движении ракеты. Получаемое при этом
давление в баке имеет наибольшую величину у дна бака и будет
тем больше, чем выше столб жидкости и чем больше ее удельный
вес и ускорение ракеты. На практике это давление не превысит
нескольких атмосфер и потому может быть рационально использовано
203
лишь в сочетании с насосом именно для подачи топлива из бака
в насос.
Сопоставляя рассмотренные способы подачи топлива в камеру
сгорания, мы видим, что для маломощных ракет, а также для экспери-
ментальных исследований наиболее целесообразным является приме-
нение • аккумулятора давления, который при достаточной простоте
устройства гарантирует надежность действия двигателя.
Для мощных ракет, рассчитанных на длительную работу двигателя
и. большой радиус действия, аккумулятор давления является слишком
тяжеловесным механизмом, и здесь нужный эффект может дать лишь
применение насоса, причем наилучших результатов следует ожидать
в случае использования газов самого двигателя для приведения насоса
в действие.
3. Образование рабочей смеси
Качество рабочей смеси имеет чрезвычайно важное значение для ракет-
ного двигателя. Чем лучше смешаны компоненты топлива, тем больше
скорость горения и полнее сгорание. Чем лучше система смесеобразо-
вания, тем выше к. п. д. двигателя и тем меньше потребный объем
камеры сгорания.
В ракетном двигателе задача удовлетворительного смешения ком-
понентов топлива представляется особо трудной в связи с весьма боль-
шим секундным расходом топлива.
Здесь можно указать два основных способа образования рабочей
смеси: смешение компонентов топлива вне камеры сгорания и смешение
в самой камере. Возможна еще и комбинированная система смесеобра-
зования, при которой в камеру сгорания вводится частично готовая
топливная смесь и отдельно добавляется недостающий компонент.
С точки зрения получения совершенной рабочей смеси несомнен-
ные преимущества на стороне двигателя с предварительным смешением
компонентов вне камеры сгорания. Схематически этот способ представ-
лен на-рис. 5. Смесительная камера 4, которую можно назвать карбю-
ратором, соединена трубопроводами 1 с топливными баками и сооб-
щается с камерой сгорания 2 трубкой с помещенной в ней форсункой 3.
При этом способе камера сгорания может иметь небольшой объем, так
как топливо в нее будет поступать достаточно хорошо перемешанным.
Однако применение этого способа связано с очень большими труд-
ностями. Дело в том, что готовые смеси жидких компонентов представ-
ляют собой, как правило, взрывчатые вещества исключительной силы.
Таковы, например, смеси азотной кислоты или азотного тетроксида
с углеводородами (панкластиты) или смеси жидкого кислорода с керо-
сином, нефтью (оксиликвиты), употребляемые в военной технике
и в подрывном деле. При тех давлениях, которые развиваются в камере
сгорания, такие взрывчатые смеси легко детонируют.
Для правильной работы такого двигателя необходимо, чтобы
скорость подачи жидкой смеси из карбюратора в камеру сгорания
в точности равнялась скорости распространения реакции горения
в топливной смеси.
Кроме того, необходимо, чтобы окислитель и горючее были способ-
ны взаимно растворяться без химического взаимодействия и оба суще-
ствовать в жидком состоянии при температуре их смешения в карбю-
раторе. Если бы удалось получить жидкий раствор, скоростью горения
которого можно было бы легко управлять, то задача была бы решена.
Подобные твердые смеси известны. Например, при растворении
пироксилина в нитроглицерине получается так называемый нитрогли-
цериновый, порох (кордит, балистит), способный гореть при высоких
204
давлениях без детонации, в то время как оба исходных продукта чрез-
вычайно легко детонируют.
Второй способ образования рабочей смеси, именно смешение ком-
понентов в камере сгорания, исключает возможность детонации
при условии нормальной эксплуатации двигателя. Схема этого способа
изображена на рис. 6. Здесь каждый компонент топлива впрыскивается
в камеру сгорания с помощью отдельной форсунки.
В данном случае смесь горит по мере ее образования, так что
во время работы двигателя в нем отсутствует какое бы то ни было
количество готовой смеси, не участвующей в горении, и тем самым
устраняется опасность детонации.
Однако для того чтобы жидкая смесь сгорала по мере ее образо-
вания, необходимо иметь скорость сгорания все время больше скорости
подачи топлива. В пределе при достаточно большом давлении в камере
сгорания скорость сгорания может достигнуть скорости детонации.
Это является идеальным случаем для рассматриваемого способа обра-
зования рабочей смеси, так как максимальной скорости сгорания отве-
чают минимальные размеры камеры сгорания и максимальный расход
топлива при максимальном коэффициенте полноты сгорания, а следова-
тельно, и максимальный к. п. д. двигателя.
Особого внимания заслуживает комбинированный способ образо-
вания рабочей смеси, схема которого показана на рис. 7. При этом
способе в камеру сгорания вводится через форсунку 1 смесь компонен-
тов, взятая в такой пропорции, при которой она не обладает способно-
стью детонировать. Недостающий для полного сгорания компонент
вводится в камеру добавочно через форсунку 2. Благодаря этому облег-
чаются условия смесеобразования в камере сгорания, получается более
совершенная рабочая смесь, и тем самым улучшается качество работы
двигателя. Естественно, что этот способ непригоден в тех случаях, когда
компоненты топлива при смешении вступают в химическую реакцию,
или же когда топливные компоненты при одной и той же температуре
находятся в различных состояниях. Например, предварительное смеше-
ние жидкого кислорода с каким-либо высококипящим углеводородом
205
привело бы к затвердеванию углеводорода и нарушению правильности
подачи топлива.
Смешение компонентов топлива может производиться в камере
сгорания различными способами. Две жидкости могут смешиваться
как в распыленном состоянии, так и в виде цельных струй без распы-
ления.
Для смешения компонентов топлива в жидком виде без распыле-
ния были предложены различные устройства. На рис. 8 показана схема
двигателя, предложенная Г. Обертом. Камера сгорания имеет продол-
говатую форму, и в донной части заканчивается конусом. Форсунки,
подающие топливо цельной струей, расположены таким образом, что обе
струи должны встретиться в вершине конуса. Вторая схема двигателя
Г. Оберта, основанная на том же принципе, но с унитарной форсункой,
показана на рис. 9.
Эти две схемы нельзя признать удачными. В самом деле, трудно
предположить, чтобы струя жидкости (в особенности низкокипящей,
как азотный тетроксид, жидкий кислород и т. п.) диаметром в несколь-
ко миллиметров могла пронизывать пространство камеры, наполненное
вихреобразно движущимися массами продуктов сгорания, имеющих
высокую плотность и раскаленных до 3000—4000° С, и сохранять
при этом жидкое состояние. Нет сомнения, что если не целиком,-
то в значительной мере струя испарится и раздробится, а следователь-
но, смешение в жидком виде, предусматриваемое автором схемы, вряд
ли будет иметь место.
Значительно более совершенной будет такая система смешения,
при которой струи топливных компонентов встречаются непосредствен-
но у входа в камеру сгорания, притом в ограниченном объеме и при
непременном условии, что сжигание жидкой смеси происходит по мере
ее образования. Схематическая конструкция двигателя, удовлетворяю-
щая указанному процессу, представлена на рис. 10. Отличительной осо-
бенностью этого двигателя является двухступенчатая камера сгорания.
Первая ступень камеры, сообщающаяся с топливными баками и имею-
щая малый объем, служит для смешения компонентов и сжигания смеси
Рис. 8
Рис. 9
Рис. 10
206
в жидком виде. Вторая ступень, значительно большая по объему
и непосредственно примыкающая к первой, служит для завершения
процесса сгорания топлива в газообразном состоянии.
Таким образом, первая камера является камерой предварительного
сжигания, почему ее можно назвать форкамерой.
Преимущество этого способа образования рабочей смеси вытекает
из того, что компоненты впускаются не отдельными струями в большую
камеру сгорания, но смешиваются в незначительном объеме, занимае-
мом самим жидким топливом. Этим предупреждается раздробление
струй и разброс компонентов, неизбежный при смешении в большом
свободном объеме. Этот процесс существенно отличается от описанного
способа предварительного смешения компонентов топлива (см. рис. 5),
так как в данном случае смесь горит по мере ее образования, и во вре-
мя работы двигателя в нем отсутствует какое бы то ни было количество
готовой смеси, не участвующей в горении. Другая схема форкамерного
двигателя изображена на рис. 11.
Помимо указанных основных систем смесеобразования возможен
еще ряд комбинированных систем. На рис. 12 изображена одна из таких
систем, согласно которой один из компонентов топлива, проходя
по центральному каналу унитарной форсунки, поступает в камеру сго-
рания в распыленном состоянии, в то время как другой компонент,
проходя по внешнему каналу той же форсунки, впрыскивается в камеру
сгорания в виде полого жидкостного цилиндра со сплошными стенками.
Смешение компонентов происходит тотчас же после их выхода из нип-
пеля форсунки.
Практика работы с двигателями внутреннего сгорания показывает,
что полнота сгорания топлива и мощность двигателя значительно воз-
растают с появлением в камере сгорания интенсивного вихреобразова-
ния. Очевидно, что вихревые движения способствуют лучшему переме-
шиванию окислителя с горючим и образованию более однородной смеси.
Заметные успехи были получены при сообщении рабочей смеси
в камере сгорания организованного движения, также способствующего
лучшему перемешиванию. С этой целью форсунки устанавливают
в камере сгорания с некоторым скосом (рис. 13), вследствие чего рабо-
чая смесь приходит во вращательное движение. Тот же эффект дости-
гается при соответствующем расположении канала, соединяющего
форкамеру с большой камерой сгорания (рис. 14). Для сообщения
Рис. 11
Рис. 12
207
I
рабочей смеси определенного организованного движения в камере сго-
рания можно разбить камеру на ряд отделений с помощью перегородок,
имеющих соответственно расположенные отверстия (рис. 15). Для пре-
дупреждения расплавления эти перегородки должны охлаждаться.
Используя различные средства для сообщения рабочей смеси
беспорядочного или организованного вихревого движения, необходимо
иметь в виду, что злоупотребление этими средствами может вызвать
понижение к. п. д. двигателя. Эта область более, чем какая-либо другая
деталь ракетного двигателя, нуждается во всестороннем эксперимен-
тальном исследовании.
Находясь в настоящее время в зачаточном состоянии, ракетный
двигатель на жидком топливе все же не является таким беспомощным,
какими были двигатели внутреннего сгорания в период их возникно-
вения. Колоссальный опыт, накопленный в практике многолетней рабо-
ты с тепловыми двигателями, создал ту базу, на основе которой ракет-
ный двигатель имеет все шансы на быстрое и плодотворное развитие.
4. Поведение топлива в двигателе
Одним из важнейших моментов работы ракетного двигателя является
воспламенение топлива при пуске и поддержание непрерывного равно-
мерного горения.
Технические требования к воспламенению заключаются в безотказ-
ности зажигания в момент пуска двигателя даже в случаях некоторого
нарушения заданной последовательности поступления компонентов
топлива.
Свойства компонентов топлива могут оказать существенное влияние
на работу механизма зажигания. Поэтому система зажигания непосред-
ственно зависит от природы употребляемого топлива. При непрерывной
подаче топлива в камеру сгорания достаточно получить лишь началь-
ное зажигание в момент пуска. В дальнейшем горение будет поддержи-
ваться от раскаленных стенок камеры и находящихся в ней продуктов
сгорания.
В зависимости от назначения двигателя возможны два существенно
различных способа его использования, требующие различных методов
208
и механизмов для зажигания. Один случай — это однократный пуск,
когда двигатель расходует при непрерывном горении весь имеющийся
в аппарате запас топлива. Этот случай может встретиться, например,
в ракетных снарядах и торпедах. В другом случае могут потребоваться
перерывы работы двигателя с несколькими повторными пусками
и остановками без возможности подхода к двигателю между пусками.
Примером может служить установка двигателя на самолете. В соответ-
ствии с этим мы будем различать однократное зажигание от зажига-
ния повторного.
Понятно, что средства, пригодные для повторного зажигания,
годятся и для однократного, но не наоборот. Как правило, механизмы
повторного зажигания много сложнее, в связи с чем применение их для
двигателя с однократным пуском нецелесообразно.
Органы зажигания, расположенные в камере сгорания, должны
противостоять окислительной атмосфере и высокой температуре, разви-
вающейся в камере, и давать достаточно энергичный и устойчивый
воспламенительный очаг.
Зажигание при пуске двигателя должно действовать одновременно
с началом пуска топлива в камеру сгорания и даже с некоторым опе-
режением, во избежание накапливания в камере жидкой смеси, что при
запоздалом зажигании может вызвать разрушительный взрыв. После
пуска двигателя зажигание должно поддерживаться до тех пор, пока
двигатель не войдет в режим работы, хотя бы на минимальной мощ-
ности, т. е. пока не будет устранена возможность затухания, связанная
с опасностью заливки камеры топливом.
Подавляющее большинство описанных в литературе взрывов ракет-
ных аппаратов относится к моменту пуска двигателя. В случае опозда-
ния зажигания, по причине ли недостаточной его интенсивности
или несвоевременности, в камере сгорания успевает накопиться некото-
рое количество топливной смеси, взрывающейся или детонирующей
в момент зажигания. Имея в виду, что жидкие топливные смеси
являются сильнейшими бризантными веществами, нетрудно заключить,
что надежность работы системы зажигания является важнейшим
и необходимейшим условием нормальной и безопасной эксплуатации
двигателя.
Вопрос о механизмах зажигания мало разработан в общей
и патентной литературе, и решение этого вопроса, по-видимому, потре-
бует весьма обстоятельной и длительной опытной работы.
В своих опытах Г. Оберт производил зажигание топлива в ракет-
ном двигателе с помощью зажженной тряпки, пропитанной бензином
и намотанной на конец палки. Эта палка вводилась горящим концом
в камеру сгорания через сопло. Несомненно, что такой прием не может
быть рекомендован даже для лабораторных опытов ввиду его опасно-
сти. Оберт пользовался и другим приемом, именно вкладыванием
в камеру сгорания пропитанной бензином тряпки, поджигаемой бикфор-
довым шнуром. Этот прием, хотя и более безопасный, чем предыдущий,
все же неудобен.
Было предложено также производить зажигание после начала впу-
ска топлива, поджигая струю топлива по выходе ее из сопла с помощью
источника зажигания, расположенного па некотором расстоянии
от сопла. Этот способ также небезопасен, так как может повлечь дето-
нацию топлива.
Часто предлагают применять обычные электрические приборы
для зажигания именно искровой свечи и мостика сопротивления.
Эти приспособления, отлично выполняющие свою роль в двигателях
внутреннего сгорания и очень удобные в обращении, в ракетном дви-
гателе пригодны только .для некоторых сортов топлива и лишь
209
для однократного пуска, так как они обычно расплавляются, сгорают
и дают неустойчивый, незначительный по размерам очаг, который легко
может быть залит струей топлива. Более надежным является зажига-
ние с помощью медленно горящего порохового заряда, помещаемого
в камере сгорания и в свою очередь воспламеняющегося от электриче-
ской цепи, как это предусмотрено уже упоминавшимся французским
патентом № 502562. Понятно, что для повторного пуска этим же прие-
мом пришлось бы вновь ввести пороховой заряд в камеру сгорания,
для чего потребовалось бы создание специального магазина с автома-
тическим устройством для подачи пороховых зарядов в камеру.
Наиболее удобным средством как для однократного, так и для
повторного зажигания следует признать химическое зажигание с помо-
щью впрыскиваемой в камеру активной жидкости, способной воспла-
меняться при соприкосновении с одним из компонентов топлива. Такие
жидкости известны (например, раствор фосфора в сероуглероде),
применение их неоднократно предлагалось также и для двигателей
внутреннего сгорания.
Обратимся теперь к рассмотрению способов защиты частей двига-
теля от разрушающего влияния высокой температуры. Этот вопрос
также представляет немалые трудности, обусловливаемые тем, что
температура в камере сгорания доходит до 3500°. При этой темпера-
туре все известные и технически доступные материалы плавятся,
а в большинстве случаев даже кипят.
В особенно тяжелых условиях находится сопло, в частности
его критическое сечение, подвергающееся одновременно и сильному
нагреву и трению со стороны газового потока, истекающего под боль-
шим напором.
Выгоранию частей двигателя способствует еще то, что окислитель
обычно обладает большой химической активностью. Задача предохра-
нения ракетного двигателя от разрушения несколько облегчается тем,
что в отличие от обычных двигателей внутреннего сгорания работа
его, как правило, кратковременна, а в некоторых случаях, как, напри-
мер, при применении в снарядах, ограничивается лишь однократным
действием.
В поршневых двигателях для понижения температуры в камере
сгорания прибегают к увеличенному впуску воздуха (так называемое
обеднение смеси), а также к впрыскиванию воды. Оба эти приема
непригодны для ракетного двигателя: первый потому, что необходимый
для горения запас этого окислителя помещен в самом аппарате и рас-
ходование его не по прямому назначению снизило бы радиус действия
аппарата; второй — потому, что введение инертной примеси привело
бы к снижению мощности двигателя, не говоря уже о том, что запас
воды в аппарате должен пойти за счет полезного груза.
По этой же причине для ракетного двигателя нецелесообразно
применять обычное проточное водяное охлаждение наружных стенок,
тем более, что оно связано со значительными тепловыми потерями.
Из сказанного ясно, что борьба с выгоранием в ракетном двига-
теле представляет известные особенности и не может быть решена теми
же путями, какие применяются в обычных двигателях.
Один из возможных путей заключается в том, чтобы отводить тепло
от наиболее нагреваемых частей двигателя. Этого можно достигнуть
применением материалов с высокой теплопроводностью. Наиболее
подходящим материалом является красная медь, которая лучше сопро-
тивляется разгару, чем сталь, несмотря на то, что ее температура плав-
ления на 300—400° С ниже, чем стали.
Из других металлов заслуживает внимания хром, который наряду
с химической стойкостью и высокой теплопроводностью обладает также
210
н высокой температурой плавления. Такие ме-
таллы, как алюминий и магний, хотя и обла-
дают хорошей теплопроводностью, непригод- V**
ны для рассматриваемой цели, так как имеют r-J йя-i
низкую температуру плавления (около IЕ В I
650°С). Illi
Применение хорошо проводящих тепло III III
металлов выгодно сочетать с наружным про- VI В)1
точным охлаждением нагреваемых частей, ис- vk JJ
пользуя для этого компоненты топлива. Такой 'дЧ Zг
способ может дать существенное улучшение й(
работы двигателя. Во-первых, теплота, отдан- /я ед
ная стенками топливу, не пропадает целиком, /я
но сохраняется в тепловом балансе двигателя, IВ ц\
так как топливо, поступая в камеру сгорания д й -—
подогретым, требует меньшей затраты тепла " '
для нагревания его до температуры воспламе- ,ис‘
нения. Во-вторых, подогрев топлива уменьша-
ет его вязкость и поверхностное натяжение, а следовательно, облегчает
распыление и смешение компонентов в камере.
Для целей охлаждения следует использовать тот из компонентов
топлива, который обладает высокой температурой кипения. С этой
точки зрения использование сжиженных газов (например жидкого
кислорода) для охлаждения не может быть признано целесообразным.
На рис. 16 показана схема двигателя с проточным охлаждением.
Здесь один из компонентов топлива подается непосредственно из бака
в камеру сгорания, второй же компонент предварительно проходит
через полость между камерой и рубашкой и после этого попадает
в форсунку.
Второй способ борьбы с разгаром двигателя состоит в защите
нагреваемых частей теплоизолирующим покровом, способным противо-
стоять высокой температуре, развивающейся в камере сгорания. В тех-
нике известен целый ряд материалов, обладающих очень высокой
температурой плавления. По химическому составу они могут быть раз-
делены на две главные группы. К первой относятся так называемые
карбиды, т. е. сплавы углерода с металлами или металлоидами, во вто-
рую же группу входят окислы некоторых металлов.
Некоторые карбиды обладают чрезвычайно высокой температурой
плавления. Например, карбид тантала и карбид ниобия плавятся
при 4100° С. Чистый уголь и графит имеют температуру плавления
3600—3700° С. Однако для ракетного двигателя защитные покровы
из карбидов или углерода непригодны, вследствие того, что в камере
сгорания всегда может оказаться избыточный окислитель, а это повле-
чет за собой выгорание содержащегося в карбиде углерода и разруше-
ние изолирующего покрова. Опыты'Оберта с графитовыми, карборундо-
выми и тому подобными покровами целиком подтверждают это
положение.
Значительно более благоприятные результаты должно дать приме-
нение тугоплавких окислов металлов. Среди них первое место занимает
двуокись циркония ZrOa с температурой плавления 2950° С, затем окись
магния MgO, плавящаяся при 2800° С.
Создание прочного теплоизолирующего слоя, однородного по строе-
нию, с небольшой толщиной во избежание чрезмерного веса, с доста-
точно гладкой поверхностью для возможного уменьшения разрушаю-
щего влияния трения газов, представляет собой достаточно сложный
комплекс задач, для решения которых потребуется обширная исследо-
вательская и опытная работа.
211
В заключение этой главы остановимся еще на вопросе о выборе
материалов для деталей двигателя.
Для тех частей, которые подвергаются сильному нагреванию, сле-
дует применять огнестойкие материалы. Помимо электролитической
меди, о которой мы уже упоминали, широкое применение должны найти
жаростойкие стали.
Для топливных баков, для рубашек наружного охлаждения
и для трубопроводов целесообразно применение алюминиевых и маг-
ниевых сплавов, которые хорошо сопротивляются разрушающему дей-
ствию кислот, а при действии низких температур (жидкий кислород)
не теряют своих механических качеств.
Для тех деталей, которые должны обладать химической стойко-
стью, например в случае применения азотной кислоты, азотного тет-
роксида и т. п., наилучшим материалом является нержавеющая сталь.
Алюминий и его сплавы также могут применяться с успехом для той же
цели, но только для тех деталей, которые не подвергаются действию
высокой температуры. Наконец, при необходимости применить тот или
иной материал, способный подвергаться коррозии, его можно покрыть
защитным слоем некорродирующего материала, например, провести
хромирование, золочение и т. п.
Подводя итог сказанному в этой главе, мы еще раз подчеркиваем,
что задача создания мощного, надежно работающего ракетного двига-
теля представляет собой целый ряд новых технических проблем, боль-
шинство которых находится в совершенно зачаточном состоянии.
Для конструктора, экспериментатора и изобретателя здесь непочатый
край работы. Успешное решение задачи может быть лишь плодом
их коллективного труда.
Глава VII. УСТРОЙСТВО РАКЕТ НА ЖИДКОМ ТОПЛИВЕ
1. Взлет и спуск ракеты
В отличие от пороховых ракет, ракеты на жидком топливе характе-
ризуются сравнительно длительной работой двигателя. Во время работы
двигателя ракета находится под воздействием трех сил: реактивной
силы двигателя, силы сопротивления воздуха и силы земного притяже-
ния. Энергия, затрачиваемая ракетой на преодоление последних двух
сил, в значительной мере зависит от величины ускорения, с которым
движется ракета во время работы двигателя. Поэтому с точки зрения
экономичности ракеты выбор паивыгоднейшего ускорения при взлете
имеет очень большое значение.
Величина работы, затрачиваемой на преодоление сопротивления
воздуха, зависит от скорости ракеты и от плотности воздуха, а следо-
вательно, и от ускорения взлета, и наконец, от формы аппарата
и его поперечной нагрузки.
Относительная потеря скорости от действия земного притяжения
по сравнению с полетом в среде без тяжести выражается следующим
/Т
образом “=j sin
где g — ускорение тяжести на Земле; ф —угол взлета; /— ускорение
ракеты при отсутствии внешних сил.
Из этой формулы видно, что чем больше ускорение и чем меньше
угол взлета ракеты, тем меньше потери. При вертикальном полете
потеря наибольшая; так как в этом случае sin <р= 1 и k=—.
212
Например, если ускорение ракеты равно 2g и взлет совершается
при угле в 45°, то потеря скорости от влияния земной тяжести составит
35,3%; при ускорении в 10g эта потеря будет равна 7,1%.
Потеря эта отсутствует при горизонтальном полете, когда <р=0.
Однако при горизонтальном полете чрезмерно возрастает потеря
на сопротивление воздуха, и потому такой полет весьма невыгоден.
Оказывается, что в то время как для уменьшения потерь от сопро-
тивления воздуха ускорение ракеты должно быть возможно меньшим,
влияние земного притяжения требует возможно большего ускорения.
Поэтому при разработке ракеты должны быть найдены такая конст-
рукция и такой режим полета, при которых дальность ракеты была бы
наибольшей при минимальном расходе топлива. Другими словами,
в каждом случае путем вычислений следует определить ускорение,
которому отвечает минимальная сумма потерь на сопротивление возду-
ха и земное тяготение.
Для иллюстрации влияния величины ускорения на высоту подъема
ракеты при вертикальном взлете составлена табл. 2. При вычислении
этой таблицы отношение веса топлива к остальному весу принято
равным 1,27, тяга двигателя принята для каждого случая постоянной
за все время действия двигателя, ускорения взяты кратными земному.
Поперечная нагрузка в момент старта равна 0,565 кг/см2. Коэффициент
формы принят равным единице. При расчете принято во внимание
изменение поперечной нагрузки, происходящее вследствие уменьшения
веса ракеты при расходовании топлива. В качестве топлива взята смесь
керосина и азотной кислоты.
Табл ИЦЯ 2 X В этой таблице приняты следующие обо-
7 g V. км/сек сек А„ км G, сек А значения: км / — начальное ускорение ракеты отно- сительно земли;
3 5 7 9 1,36 1,51 1,59 1,64 46,8 28,1 20,1 15,6 26,4 17,4 14,1 11,3 185 180 175 172 v — скорость ракеты в конце работы 120 двигателя; 129 — высота подъема в конце работы двигателя; 132 h2 — полная высота подъема ракеты; 131 ** — время работы двигателя; — полное время полета ракеты.
Зависимость между ускорением / и высотой h2 показана на рис. 17,
из которого видно, что полная высота подъема имеет наибольшее значе-
ние, отвечающее наивыгоднейшему ускорению. В данном случае оно
близко к 7g. При всех иных значениях / ракета достигнет меньшей
высоты. Таким образом, каждому данному устройству ракеты отвечает
определенная наивыгоднейшая тяга двигателя.
Насколько существенным оказывается влияние сопротивления воз-
духа, можно судить 'по тому, что, например, в рассмотренном случае
наивыгоднейшее ускорение всего лишь в семь раз больше земного,
в то время как в пустоте наивыгоднейшим было бы бесконечно боль-
шое ускорение.
При взлете ракеты, когда работает двигатель, части ракеты вслед-
ствие ускоренного движения испытывают известные напряжения,
и потому при расчете прочности деталей ракеты необходимо исходить
из наибольшего ускорения, развивающегося в конце расходования топ-
лива, когда масса ракеты становится наименьшей. В начале движения
масса ракеты равна -----, а в конце работы двигателя, когда израс-
S
ходовано все топливо, масса равна —. Если тяга R постоянна,
g
213
а ускорения в начале и в конце работы двигателя равны соответственно
/© и /к, то, имея в виду, что на основании первого закона Ньютона
и R=JLJk,
g g
получим, деля второе равенство на первое:
/о
Отсюда видим, что конечное ускорение тем больше начального,
чем больше относительный вес топлива. При желании иметь постоянное
ускорение пришлось бы осуществить двигатель с переменной убываю-
щей по определенному закону тягой, что представляет очень большие
трудности конструктивного порядка. Поэтому ракета, как правило, будет
иметь наибольшее ускорение к концу работы двигателя.
Для придания ракете определенного направления при пуске необ-
ходимо пусковое приспособление такого же типа, как и для пороховых
ракет. Другое назначение пускового приспособления, или пускового
станка, заключается в том, чтобы дать ракете возможность до начала
свободного полета развить скорость, достаточную для нормального
действия стабилизирующих приспособлений, служащих для сохранения
заданного направления и устойчивости полета. Однако в связи с неболь-
шими ускорениями ракет на жидком топливе может оказаться необхо-
димость в столь длинном пусковом станке, что сооружение его было
бы весьма трудным. В таких случаях целесообразно производить разгон
ракеты в станке совместным действием его собственного двигателя
и какого-нибудь вспомогательного устройства. Здесь возможны те же
способы и приемы, которые применяются для ускоренного разгона
самолетов: пороховые стартовые ракеты, катапульты и т. п., причем
эти вспомогательные механизмы должны отделяться от ракеты после
ее вылета из станка.
Ракеты, не предназначенные для боевых целой, в большинстве
случаев должны иметь приспособления для торможения при спуске
с целью сохранения как самой оболочки, так и заключенных в ней при-
боров. Эта задача в настоящее время может быть рёшена только путем
использования сопротивления воздуха, т. е. применением парашютных
приборов. Такие приборы имеются в самых разнообразных видоизме-
нениях, им посвящено огромное количество патентов, и на их устрой-
стве мы не останавливаемся..Для приведения в действие таких приборов
в ракете в желаемый мо-
мент могут быть исполь-
зованы часовые механиз-
мы, заранее отрегулиро-
ванные сообразно с вре-
менем полета ракеты, а
также механические и хи-
мические приспособле-
ния, использующие как
изменение положения ра-
кеты в пространстве, так
и действие сопротивления
воздуха.
Неоднократно также
предлагалось произво-
дить торможение с помо-
щью самого двигателя,
приводя ракету в желае-
мой точке траектории в
214
такое положение, чтобы истечение газов происходило по направлению
к земле. Если оставить в стороне область межпланетных сообщений, то
этот способ следует признать совершенно непригодным, так как он тре-
бует наличия в ракете значительного запаса топлива, которое при взле-
те было бы мертвым грузом и, следовательно, снизило бы радиус дей-
ствия ракеты.
Для улучшения условий посадки целесообразно производить спуск
ракеты на водную поверхность, так как в этом случае можно допустить
довольно значительную скорость посадки при том, конечно, условии,
что ракета по израсходовании топлива обладает положительной плаву-
честью и водонепроницаемостью.
Наконец, возможны случаи, когда необходимо сохранение пе всей
ракеты, но одной лишь ее части, например регистрирующих приборов.
В этом случае тормозным устройством необходимо снабдить лишь эту
ценную часть, обеспечив отделение ее от оболочки ракеты в нужный
момент.
2. Устойчивость ракеты и стабилизация пути
В связи с тем, что ракеты на жидком топливе имеют малое начальное
ускорение, что работа двигателя длительна, что скорость ракеты, посте-
пенно возрастая, достигает большой величины, превосходя скорость
звука, и что, наконец, значительную часть пути ракета проходит
в сильно разреженных слоях атмосферы и затем, при спуске, снова
попадает в плотную среду, — проблема устойчивости представляет
очень важную и притом сложную задачу. Нет надобности доказывать,
что устойчивость оказывает непосредственное влияние как на даль-
ность полета, так и на меткость.
Во время полета ракеты на нее могут действовать моменты, нару-
шающие устойчивость полета. Эти моменты мы называем дестабилизи-
рующими и подразделяем их на внутренние и внешние.
Внутренние дестабилизирующие моменты могут быть вызваны:
а) неточной установкой двигателя;
б) несовпадением центра тяжести ракеты с ее осью симметрии
(плохая балансировка);
в) колебанием топлива в баках;
г) при нескольких двигателях — неоднообразием их работы.
Внешние дестабилизирующие моменты вызываются перемещением
масс воздуха независимо от движения ракеты. Сюда же относится
аэродинамическая несимметричность корпуса ракеты.
Все дестабилизирующие моменты могут быть разделены на дейст-
вующие постоянно и кратковременно. Примером первых может слу-
жить момент, вызванный неправильной балансировкой ракеты, приме-
ром вторых — момент, вызванный порывом ветра.
Остановимся на некоторых случаях возникновения дестабилизиру-
ющих моментов и на способах их устранения или хотя бы смягчения.
Рассматривая в общем случае наклонный взлет ракеты, определим
величину и направление истинного ускорения ракеты под действием
тяги двигателя и земного притяжения.
Пусть ускорение /, отвечающее тяге двигателя, и ускорение g
силы тяжести образуют между собой угол 90°+ф (рис. 18). Разложим
g на две составляющие: gi — на направление ускорения j и gi — пер-
пендикулярно первой.
Составляющая gi вычтется из / алгебраически, в результате полу-
чим (/ — gi) или (/ — gsini|>). Составляющая g<i равна gcos-ф.
215
Искомая равнодействующая J из треугольника АВО определится
из формулы:
J=V f+g* — 2Jg sin ф,
где ф — угол наклона силы R (т. е. оси сопла) к горизонту.
Из этой формулы следует, что чем больше угол ф, составляемый
реактивной силой с горизонтом, тем меньше полезное ускорение Л
При вертикальном взлете, очевидно:
ф=90°; J = j-g,
а при горизонтальном полете:
ф = 0;
Угол, образуемый равнодействующей J с горизонтом, и есть угол
взлета ракеты. Из этого следует, что угол взлета и угол установки
двигателя совпадают лишь при вертикальном взлете; рис. 19 поясняет
это заключение.
Если двигатель установлен под углом ф к горизонту, то ракета
взлетит под углом ф. Связь между этими углами может быть выра-
жена следующим образом:
tgq>—g (19)
J COS
Последнее равенство указывает на то, что чем больше / или ф,
тем меньше разница между тангенсами углов ф и ф, а следовательно,
и между самими углами. Если ось двигателя совпадает с осью ракеты,
то, очевидно, равнодействующая ускорений образует с осью ракеты
некоторый угол (ф — ф), и ракета полетит боком. При этом, если центр
тяжести ракеты расположен впереди центра давления воздуха, то раке-
та будет все время наклоняться вперед и перейдет в пикирование.
Если же центр тяжести расположен позади центра давления воздуха,
то ракета, наоборот, будет задирать головную часть кверху. В обоих
случаях полет будет ненормальным и окончится преждевременным
падением ракеты.
Так как ускорение при взлете невелико, то угол, образуемый осью
ракеты с равнодействующей ускорений, оказывается настолько боль-
шим, что ракета, при пуске ее под углом, вскоре после вылета из пуско-
вого приспособления попросту будет заваливаться на нос под действием
сопротивления воздуха. Таким образом, для получения максимальной
дальности пуск ракеты пришлось бы производить под углом 80—85°
к горизонту. Ясно, что стрельба
на дальность при таких больших уг-
лах не может не отразиться на точно-
сти попадания в намеченную цель.
Правда, можно было бы ввести
216
аэродинамические рули и
добиться того, чтобы во вре-
мя полета сумма моментов
сил сопротивления воздуха
относительно центра тяже-
сти равнялась нулю. Одна-
ко при этом ракета будет
все же лететь боком, а это
приведет к огромным аэро-
динамическим потерям.
Уменьшения разности
между углами ф и ф можно
еще добиться увеличением
ускорения ракеты и увели-
чением угла взлета, как это
видно из формулы (19).
Для повышения ускорения необходимо увеличить мощность двигателя
и, кроме того, свести к минимуму потери на сопротивление воздуха, для
чего необходимо применение обтекаемой формы ракеты и увеличение
поперечной нагрузки. Все эти меры имеют известный предел и не дают
радикального решения вопроса. Это решение может быть получено
только в случае осуществления прямолинейного взлета.
Если ускорение ракеты постоянно, то прямолинейности полета
во время работы двигателя можно достигнуть, заранее установив двига-
тель под углом ф — ф к оси ракеты таким образом, чтобы равнодейст-
вующая ускорений совпадала с осью ракеты (рис. 20). При этом
необходимо еще, чтобы нсзависимо'от расходования топлива положение
центра тяжести ракеты на ее оси было неизменно, так как в противном
случае возникнет опрокидывающий момент. В том случае, когда уско-
рение ракеты переменно, задача усложняется еще необходимостью
непрерывного изменения угла установки мотора, для того чтобы обес-
печить совпадение равнодействующей с осью ракеты *.
Для каждой данной конструкции ракеты существует вполне опре-
деленное значение угла ф— <р, определяемое с помощью формулы (19).
Например, если угол взлета ф равняется 45° и ускорение равняется
4,5g, то двигатель должен быть установлен под углом 9° к оси ракеты.
Что касается вертикального взлета, то в этом случае нет надоб-
ности иметь переменную тягу двигателя, неподвижность центра тяжести
аппарата и наклонную установку двигателя относительно оси ракеты,
так как при вертикальном взлете направление силы тяги и силы зем-
ного притяжения взаимно противоположны, и их равнодействующая
совпадает с осью ракеты. Перемещение же центра вдоль направления
равнодействующей не создает в этом случае дестабилизирующих момен-
тов. Поэтому осуществление вертикального взлета является несравненно
более простой технической задачей. Вследствие этого в настоящее время
как в теоретических исследованиях, так и в практических работах
прежде всего ставится задача освоения ракеты с вертикальным взлетом
как первого и наиболее легкого этапа.
Переходя к другим возможным причинам нарушения правильности
полета ракеты, отметим, что особое внимание нужно уделять баланси-
ровке ракеты, т. с. совмещению центра тяжести с осью симметрии.
Далее, необходимо устранить возможность колебания топлива в баках
или, по крайней мере, уменьшить влияние этих колебаний на устойчи-
вость ракеты. С этой целью представляется целесообразным делить
баки на отсеки с помощью продольных радиальных перегородок.
1 Во всех этих рассуждениях принимается, что ракета обладает поперечной устой-
чивостью, т. е. что все силы расположены в вертикальной плоскости.
217
Что касается смещения центра тяжести ракеты в связи с расходованием
топлива, то с этим можно бороться, применяя баки специального устрой-
ства с неподвижным или мало перемещающимся центром тяжести.
Понятие о таких баках будет дано ниже.
Если на ракете установлен двигатель, состоящий из нескольких
камер с соплами, то должна быть обеспечена их однообразная работа,
в частности, одновременность пуска, возможно лучшая приемистость,
однообразие давлений в системе питания и в камерах.
В зависимости от расположения двигателя относительно центра
тяжести ракеты возможны три различные комбинации: 1) двигатель
расположен впереди центра тяжести ракеты; 2) двигатель расположен
позади центра тяжести; 3) двигатель расположен в центре тяжести.
Первому случаю соответствует тянущее действие двигателя на кор-
пус ракеты. При этом корпус работает на растяжение. Во втором слу-
чае двигатель оказывает на корпус толкающее действие, и корпус
работает на сжатие. В третьем случае часть корпуса работает на растя-
жение и часть на сжатие.
Если двигатель закреплен неподвижно на корпусе, то в отношении
устойчивости установка его впереди центра тяжести не имеет никаких
преимуществ перед установкой позади центра тяжести. В обоих случаях
при неправильной установке двигателя и вообще при несовпадении
центра тяжести с направлением реактивной силы будет возникать
момент, сообщающий ракете вращение около одной из ее поперечных
осей. Этот момент будет тем больше, чем дальше расположен двигатель
от центра тяжести ракеты, так как этим расстоянием определяется
плечо момента. Поэтому близкое расположение мотора к центру тяже-
сти ракеты благоприятно с точки зрения устойчивости.
Крепление двигателя в головной части связано с большими конст-
руктивными затруднениями. Необходимость в свободном пространстве
позади сопла для беспрепятственного движения струи приводит
к усложнению устройства как самого двигателя, так и ракеты. Ввиду
этих соображений двигатель, как правило, должен располагаться
в хвостовой части ракеты.
Для обеспечения устойчивости корпус ракеты должен быть снаб-
жен стабилизирующим устройством, которое выполняется обычно в виде
нескольких, расположенных в хвостовой части плоскостей. Величина
их определяется из того условия, что аэродинамические моменты отно-
сительно центра тяжести, действующие на стабилизаторы и на головку
ракеты, должны взаимно уравновешиваться. Для ускорения затухания
колебаний ракеты, вызванных возмущающей силой, момент оперения
следует брать несколько большим, чем момент, действующий на голов-
ку ракеты.
Необходимо указать, что стабилизатор в виде хвостового оперения
может обеспечить устойчивость пути ракеты только в том случае,
если возмущающие силы кратковременны, каковы, например, порывы
ветра.
Если же на ракету действует постоянная сила, являющаяся след-
ствием, например смещения центра тяжести по мере расходования
топлива или неправильной установки двигателя, то оперения, установ-
ленного жестко, будет недостаточно для сохранения устойчивости пути.
Из этого видно, что для обеспечения устойчивости ракеты необхо-
димо автоматическое управление, корректирующее полет на всем его
протяжении. Наиболее совершенным способом автоматической стабили-
зации является применение гироскопического механизма.
Последний может иметь весьма разнообразные формы выполнения
в зависимости от того, какой принцип работы положен в основу стаби-
лизирующей системы.
218
Предлагались гироскопы непосредственного действия, осуществля-
ющие стабилизацию своей массой. В этом случае требуются гироскопы
настолько большого веса, что использование такой системы не может
быть рациональным. Несравненно более совершенной будет система,
в которой гироскопы служат только для включения вспомогательных
двигателей, называемых сервомоторами, которые в свою очередь приво-
дят в действие органы управления ракетой.
В качестве сервомоторов обычно используются поршневые машины,
действующие сжатым газом, причем распределительный механизм этих
машинок связан с осями гироскопов. Иногда в качестве сервомоторов
используют электрические моторы со специальным контактным вклю-
чением от гироскопов. Для стабилизации в двух плоскостях следует
брать два гироскопа, каждый из которых связан со своим сервомотором.
При этом получаются два независимых механизма управления, из кото-
рых один корректирует глубину, а другой направление движения
аппарата.
Известны также системы стабилизации, действие которых не зави-
сит от наличия внешней среды и от скорости движения аппарата.
Примером может служить так называемая газоструйная система,
при которой действующие от гироскопов сервомоторы перепускают
продукты горения из камеры двигателя в боковые сопла, установленные
под прямым углом к продольной оси ракеты на некотором расстоянии
от центра тяжести.
Предлагалось также для придания устойчивости приводить ракету
или же часть ее во вращательное движение подобно артиллерийскому
снаряду. Этот прием связан с появлением очень больших центробеж-
ных сил и, следовательно, с необходимостью утяжеления и усложнения
конструкции, поэтому его применение для ракет на жидком топливе
не может быть рекомендовано.
Наконец, следует упомянуть о многочисленных проектах примене-
ния приспособлений для управления полетом ракет на расстоянии
с помощью радиоволн, световых лучей, инфракрасных лучей, звуковых
волн и т. п. Необходимо иметь в виду, что приборы этого типа не могут
обеспечить устойчивости ракеты, и управление полетом должно соче-
таться с применением автоматических приборов для сохранения устой-
чивости.
3. Понятие о деталях устройства ракет
Вопросы, связанные с конструированием ракет па жидком топливе
и их отдельных элементов, в настоящее время не могут считаться
решенными, поэтому сейчас нельзя указать определенных установив-
шихся конструктивных форм. Немногие, построенные до сих пор ракеты
являются лишь первыми и притом не всегда удачными попытками
и служить образцами, конечно, не могут. Тем не менее можно устано-
вить некоторые общие положения, которые должны быть положены
в основу при выборе конструктивных форм выполнения ракеты. В общем
случае ракета состоит из следующих основных элементов:
1) корпуса, в котором собраны все части ракеты;
2) полезного груза;
3) ракетного двигателя;
4) топливных баков с арматурой;
5) механизмов подачи топлива в двигатель (аккумуляторы давле-
ния или насосы);
6) приборов устойчивости и управления;
7) приспособлений для торможения ракеты при спуске.
Взаимное расположение этих элементов может быть различным.
Оно определяется, во-первых, требованиями устойчивости (положение
219
Рис. 22 Рис. 23
центра тяжести и его перемещение во время полета, направление тяги
двигателя, положение центра сопротивления воздуха), во-вторых, —
соображениями конструктивного и эксплуатационного характера»
к которым относятся легкость изготовления, сборки, снаряжения и раз-
борки ракеты и ее отдельных механизмов.
Выше уже указывалось, что существующие ракеты могут разли-
чаться местом установки двигателя. Наиболее часто встречаются раке-
ты с двигателем, расположенным в хвостовой части, причем сила тяги
направлена по оси ракеты (рис. 21). Значительно сложнее конструктив-
ное оформление ракет в том случае, когда двигатель помещается
в средней или в головной части корпуса. Если корпус представляет
собой тело вращения, то при расположении двигателя в средней части
корпуса часть объема корпуса позади двигателя не будет использована
(рис. 22), а это приведет к увеличению веса и громоздкости конструк-
Рис. 26
Рис. 27
220
ции. Чтобы избежать этого, предлагалось снабжать двигатель несколь-
кими соплами, установленными симметрично под углом к продольной
оси ракеты (рис. 23). При этом угол наклона должен быть таким, чтобы
струи газов не задевали обшивку корпуса и оперение.
Следует иметь в виду, что установка сопел под углом к направле-
нию равнодействующей всех сил реакции влечет за собой потерю тяги.
Эта потеря будет тем больше, чем больше угол наклона сопел.
На рис. 24—26 показаны другие схемы установки двигателя в сред-
ней части корпуса. Понятно, что они могут быть использованы и для
крепления двигателя в головной части ракеты. По схеме рис. 24 двига-
тели установлены симметрично снаружи корпуса. При таком располо-
жении происходит увеличение площади миделевого сечения, а следова-
тельно, и уменьшение поперечной нагрузки ракеты.
Напомним, что применение в одной ракете нескольких одновре-
менно действующих двигателей может допускаться лишь в том случае,
когда обеспечена равномерность и согласованность действия всех дви-
гателей. В противном случае равнодействующая сил реакции не будет
проходить через центр тяжести ракеты, и правильность ее .полета будет
нарушена.
Крепление двигателя в средней части корпуса имеет то преимуще-
ство, что сокращается расстояние между двигателем и центром тяже-
сти ракеты, а следовательно, уменьшается опрокидывающий момент,
который может возникнуть при неточной установке двигателя.
Из чисто конструктивных соображений Оберт при разработке
метеорологической ракеты, предназначенной для стратосферных поле-
тов, отдавал предпочтение установке двигателя в головной части раке-
ты. При такой схеме наиболее просто решался вопрос об отбрасывании
частей топливных баков по мере их опорожнения, с тем чтобы наивыс-
шей точки траектории достигала лишь головка ракеты (рис. 27).
На рис. 28—31 изображены различные схемы ракет по Оберту и Шер-
шевскому. Во всех этих схемах двигатель имеет одну камеру сгорания,
снабженную несколькими симметрично расположенными соплами.
Необходимо отметить, что указанное на схемах рис. 30 и 31 искривле-
ние сопел, служащее для придания струе направления, параллельного
оси ракеты, подвергает опасности разрушения обшивку ракеты и, кроме
того, должно привести к уменьшению скорости истечения газов вслед-
ствие увеличения потерь в соплах; потому эти схемы представляются
нерациональными. В особенности это относится к вычурной форме
на рис. 31. В качестве другого варианта выполнения составной ракеты
была предложена схема по рис. 32, согласно которой каждая отделяю-
щаяся часть ракеты обслуживается своим двигателем.
Отметим здесь же, что принцип составных ракет ввиду сложности
устройства может оправдать себя только при создании аппаратов весьма
дальнего действия.
Для возможного уменьшения потерь от сопротивления воздуха
ракета должна иметь большую поперечную нагрузку, т. е. большой вес,
приходящийся на единицу площади наибольшего сечения ракеты.
Поэтому независимо от места установки двигателя корпус ракеты,
как правило, должен иметь сильно растянутую форму, заостренную
в передней части и плавно обтекаемую в хвостовой части. Особенно
нежелательно наличие резко выступающих частей, которые в сильной
степени увеличивают сопротивление воздуха.
Для размещения полезного груза, будет ли это устройство боевого
назначения, или же ряд регистрирующих приборов, наиболее целесо-
образным, по-видимому, будет использование головной части. Здесь же
должны монтироваться приспособления для включения приборов
или для действия боевого устройства в нужный момент (дистанционные
221
или ударные трубки, часовые механизмы, приборы для раскрывания
парашютов и т. д.).
Устройство самого двигателя и обслуживающих его механизмов
было рассмотрено в предыдущей главе. Здесь мы остановимся вкратце
на устройстве топливных баков.
Для получения легковесной конструкции и максимальной попереч-
ной нагрузки ракеты топливные баки и аккумулятор давления иногда
делают составной частью корпуса ракеты. По мере расходования топ-
ливных компонентов центр тяже-
сти баков, а следовательно, и са-
мой ракеты, может перемещать-
ся, что в ряде случаев может пов-
лиять на устойчивость ракеты.
Величину смещения центра тяже-
сти можно значительно умень-
шить рациональным размещени-
Рис. 32
222
Рис. 34
ем баков внутри ракеты, а также приме-
нением баков особого устройства. На
рис. 33 показан характер перемещения
центра тяжести бака простого устройст-
ва. По мере опорожнения бака его центр тяжести сначала понижается,
достигает максимального снижения, затем вновь начинает подниматься
и к моменту израсходования содержимого бака достигает первоначаль-
ного положения. Через боковую трубку впускается сжатый газ, протал-
кивающий жидкость по подъемной трубке в насос или непосредственно
в камеру двигателя. Оберт предложил устройство бака, показанное на
рис. 34, в котором центр тяжести перемещается по мере расходования
топлива не вниз, а вверх. Достигается это делением бака перегородкой
на две части, причем жидкость из нижней части перегоняется с помо-
щью сжатого газа в верхнюю часть, откуда и отводится к камере дви-
гателя.
Установив в ракете два бака, из которых один выполнен по схеме
рис. 33, а другой — по рис. 34, можно добиться, чтобы положение общего
центра тяжести оставалось неизменным во все время работы двигателя.
Для ослабления влияния колебания жидкости в баках на положе-
ние центра тяжести баки больших диаметров целесообразно снабжать
продольными перегородками (рис. 35), которые будут полезны еще
и тем, что значительно увеличат жесткость системы.
Что касается выбора материалов для деталей ракет, то в дополне-
ние к сказанному в конце главы VI отметим еще, что выбор их должен
быть подчинен требованию максимальной легкости всей конструкции
наряду с высокой поперечной нагрузкой и, само собой разумеется, —
с достаточной прочностью. С этой точки зрения нельзя раз навсегда
отдать предпочтение легким сплавам, как дуралюмин и электрон.
Наоборот, в ряде случаев может оказаться, что ракета, изготовленная
в главнейших деталях из высококачественной стали, окажется более
выгодной, чем в случае использования легких металлов. При этом самое
широкое применение найдут сварные конструкции, дающие чрезвычай-
но большую экономию в весе, прочность и герметичность.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Подведем итог всему, что было сказано о главнейших задачах на пути
развития техники ракетного дела.
Пороховые ракеты широко используются, правда, в весьма узкой
области пиротехники. Более широкое их применение требует создания
мощного пороха и овладения процессом его сгорания в полузамкнутом
пространстве. Главная область применения пороховых ракет — воору-
223
жение легких боевых аппаратов, таких как самолеты, небольшие суда,
автомашины всевозможных типов, наконец артиллерия сопровождения.
В области создания ракет на жидком топливе не имеется почти
никакого опыта. Трудности здесь очень велики. Ближайшая задача
в этой области — создание мощного двигателя, работающего надежно
и устойчиво, с высоким коэффициентом полезного действия. Вторая
задача — получение высококалорийного, технически доступного топлива
с большим удельным весом. Наконец, третья задача состоит в осущест-
влении устойчиво летящей ракеты с большим относительным содержа-
нием топлива, с малым весом металла и с большой поперечной нагруз-
кой. Главная область применения ракет на жидком топливе — высотные
(вплоть до межпланетных) полеты и сверхдальняя стрельба.
ОГЛАВЛЕНИЕ*
Предисловие
От авторов
Введение
Глава I. Основные понятия и определения
1. Реактивная сила н скорость истечения
2. Скорость ракеты
Глава II. Полезное действие ракеты
1. Коэффициент полезного действия ракетного двигателя
2. Полетный коэффициент полезного действия ракеты
3. Экономический коэффициент полезного действия ракеты
Глава III. Применение ракет
1. Общие замечания
2. Ракеты на твердом и жидком топливе
3. Ракетная артиллерия
4. Применение ракет в авиации
Глава IV. Устройство пороховых ракет
1. Общие замечания
2. Устройство ракетной камеры и заряда
3. Взаимное расположение ракетной камеры и боевой части
4. Способы стрельбы ракетными снарядами
5. Приспособления для придания снаряду устойчивости в полете
6. Пороховые ракеты специального назначения.
Глава V. Жидкое топливо для ракетного двигателя
1. Общие соображения
2. Жидкие окислители
3. Жидкие горючие
4. Способы повышения качества топлива
I лава VI. Устройство ракетного двигателя на жидком топливе
1. Предварительные замечания
2. Подача топлива в камеру сгорания
3. Образование рабочей смеси
4. Поведение топлива в двигателе
Глава VII. Устройство ракет иа жидком топливе
1. Взлет и спуск ракеты
2. Устойчивость ракеты и стабилизация пути
3. Понятие о деталях устройства ракет
Заключение
* Оглавление к книге «Ракеты, их устройство и применение», изданной в 1У35
приведено полностью.
АЗОТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
С ТЯГОЙ 300 кг*
(1935 г.)
Были произведены тепловые расчеты и разработаны проекты вплоть
до рабочих чертежей трех вариантов двигателей, отличающихся друг
от друга постепенным усложнением устройства и приближением к так-
тико-техническим требованиям.
В качестве компонентов топлива были использованы азотная кис-
лота концентрации 95—99,4% и тракторный керосин d20=0,841.
I вариант ** характерен тем, что: а) компонентами (кислотой)
охлаждается лишь одно сопло; б) компоненты подаются вынесенными
наружу форсунками; в) компенсатором и уплотнением между рубашкой
и соплом служит обжимающаяся неупругая прокладка, требующая
смены после каждого пуска двигателя.
Этот вариант предназначался для проведения на нем следующих
работ: а) разработки способов зажигания; б) разработки рациональной
конструкции форсунок; в) разработки способов пуска; г) подбора
наивыгоднейшего объема камеры сгорания; д) определения максималь-
ной продолжительности работы двигателя без разрушения при приня-
том устройстве; е) определения наивыгоднейшего режима работы
(максимум к. п. д. и удельной тяги).
II вариант отличается тем, что: а) компонентами (кислотой)
охлаждается сопло и цилиндрическая часть камеры горения; б) фор-
сунки окислителя — запрятаны в корпус двигателя; в) компенсатор —
упругий из электросваренной нержавеющей стали; г) значения габа-
рита и весов улучшены по сравнению с I вариантом.
II вариант предназначался для: а) изыскания нормального режи-
ма охлаждения кислотой цилиндра; .6) проверки работы гибкого ком-
пенсатора, рассчитанного на кислотоупорность и герметичность при
давлениях до 50 атм.
III вариант отличается тем, что: а) охлаждение в нем осуществле-
но полное (сопло и цилиндр охлаждаются кислотой, головка охлаж-
дается керосином); б) форсунки горючего запрятаны в корпус; в) вес
и габарит отвечают тактико-техническим требованиям.
III вариант предназначался для: а) изыскания нормальных усло-
вий охлаждения головки керосином и б) для доведения двигателя
до состояния, пригодного для сдаточных испытаний, в соответствии
с тактико-техническими требованиями.
Изготовлен и испытан был лишь I вариант, на котором отрабаты-
вались основные требования, перечисленные выше. Всего в течение
1935 г. было проведено несколько сот испытаний форсунок с определе-
нием расхода жидкости, угла и качества распыливания, 9 серий испы-
таний средств зажигания и 63 пуска двигателя.
Содержание работ, проведенных в 1935 г., следующее:
* Отчет по работам, проведенным РНИИ в 1935 г. Архив АН СССР, разряд 4, оп.
14, дело № 33, лл. 1—10. Публикуется с сокращениями.
*♦ ОРМ-52.
8 1208
225
1) Монтаж оборудования на стенде для испытания двигателей
и их деталей (форсунок, сопел, системы), и его испытание на прочность,
плотность и нормальную работу. Установка была использована
для проведения всех экспериментальных работ, перечисленных ниже.
2) Изыскание рациональной конструкции форсунок для азотной
кислоты и керосина с большим коэффициентом расхода, углом распы-
ливания 50—60° и удовлетворительным качеством распыливания.
В результате работы были установлены основные зависимости между
конструктивными размерами распылителя и ниппеля с одной стороны
и расходом, углом и качеством распиливания — с другой. Разработан-
ные форсунки центробежного типа дают коэффициент расхода ц=0,70
при угле распыливания 50—60° и достаточно удовлетворительное рас-
пиливание в смысле однородности строения факела (судя по фотосним-
кам в проходящем свете) для обоих компонентов топлива. Эти форсун-
ки поставлены в двигатель, как обеспечивающие заданный расход
азотной кислоты (460 г/сек), керосина (80 г/сек) при перепаде 14,5 атм
(с каждой форсунки).
3) Исследование химического воспламенителя на взаимодействие
с азотной кислотой. Проверены растворы фосфор+сера + сероугле-
род+скипидар различной концентрации. Испытания в лаборатории
и на стенде в двигателе показали, что состав скипидара оказывает
решающее значение на воспламеняемость раствора. Пригодными
являются лишь активно окисляющиеся сорта живичного скипидара.
4) Разработка зажигательных шашек, способа их установки в дви-
гателе и*воспламенения электрозапалами, обеспечивающих нормальное
зажигание в двигателе, установленном соплом вниз. В результате рабо-
ты остановились па специальных шашках, состоящих из сплава (AlMg)
и нитрата, с длительностью горения в 8 секунд на открытом воздухе
и около 5 секунд в камере двигателя. В последнюю шашка вводится
с помощью державки, служащей также для передачи огня от электро-
запала. Оказалось, что для работы зажигания особо важное значение
имеет способ установки шашки. При правильной установке п нормаль-
ном действии всех механизмов зажигание получается безотказное.
5) Изыскание нормальных условий пуска двигателя путем
подбора пускового давления и способа зажигания. В результате
проведенной экспериментальной работы был установлен характер
работы двигателя в пусковой период в зависимости от способа увели-
чения давления в питающей системе, от интенсивности и своевремен-
ности возбуждения зажигания и от качества распыливания компонентов
топлива. Оказалось, что при правильной работе зажигательных
устройств нормальный безударный пуск в разрабатываемом двигателе
получался при условии работы форсунок при давлении подачи не менее
2 атм. В противном случае не обеспечивается нормальное распыление
и смешение компонентов, в результате чего получается запаздывание
воспламенения, приводящее к сильному взрыву скопившейся топливной
смеси. Верхний предел пускового давления определяется интенсивно-
стью воспламеняющего очага, родом топлива и качеством распыли-
вания.
6) Определение максимальной продолжительности работы двига-
теля при принятой конструкции сопла, охлаждаемого азотной кислотой.
В охлаждающей рубашке потеря напора составляет 3,5 атм. Подогрев
кислоты ~30—40°. При этих условиях сопло двигателя проработало
в общей сложности 533 секунды без разрушения при работе двигателя
на полной мощности и было пригодно для дальнейшей работы. Макси-
мальная длительность работы двигателя на полной мощности (Р=
= 300 кг) без перерыва составляла 74 сек и определялась лишь емкостью
топливных баков.
226
7) Определение предельного числа повторных пусков, допускаемого
конструкцией двигателя без замены частей. Всего было проведено
29 пусков с работой на полной мощности, после которых двигатель
оставался пригодным для повторного пуска.
8) Определение давления подачи компонентов в двигатель, необ-
ходимо для реализации заданной тяги 300 кг. В результате опытов
оказалось, что при давлении на входе в двигатель в 37 атм в камере
сгорания устанавливается давление в 20 атм, а тяга составляет 300 кг,
каковые данные были приняты за характерные для основного режима
работы двигателя. При этом давление в топливных баках составляло
40 атм, так как 3 атм терялись в трубопроводах и отсечном клапане.
При давлении в баках 44 атм на входе в двигатель было 41 атм, давле-
ние в камере составляло 22 атм, а тяга — 320 кг.
9) Определение секундного расхода топлива, необходимого
для получения тяги в 300 кг. Расход топлива при тяге 300 кг составлял
в опытах от 1,5 до 1,75 кг/сек, что дает удельную весовую тягу около
170—200 кг/кг/сек. Коэффициент избытка окислителя а=1, что дает
теплопроизводительность смеси компонентов около 1400 ккал/кг.
Таблица
Параметры Предусмотрено требованиями Получено
1. Тяга, кг 300 300-320
2. Время работы, сек 100 73,51
3. Полное время работы одного двигателя, сек 500 5332
4. Число повторных пусков без раз- рушения 3 292
5. Расход, кг/сек 1,7 1,5—1,75
6. Давление перед двигателем, атм 50 37
7. Полный вес, кг 8. Габариты, мм 10 Диаметр 200 длина 450 116 Диаметр 350 длина 400
9. Топливо 10. Зажигание азотная кислота+ +нефтепродукты шашкой или химиче- азотная кислота+ +керосин шашкой
ским воспламенителем
1 Не хватало емкости топливных баков.
2 Двигатель пригоден для дальнейшей работы.
10) Разработаны устройство упругого компенсатора для сопла
и способ приварки его к двигателю с помощью роликовой электро-
сварки. Проведены испытания изготовленных компенсаторов на корро-
зию в азотной кислоте и на деформацию под прессом. Результат удовле-
творительный. В итоге перечисленных работ, на I варианте двигателя
были получены результаты, сопоставленные в таблице с тактико-техни-
ческими требованиями.
Таким образом, всем пунктам требований, кроме веса и габарита,
двигатель удовлетворяет с превышением. По суммарной продолжитель-
ности работы, по числу повторных пусков и по давлению подачи
имеется существенное перевыполнение.
Намеченная к проведению в 1936 г. работа с данным объектом
направлена к тому, чтобы довести вес и габариты до заданных норм
и, кроме того, к еще большему улучшению всех прочих показателей.
Проведенная в 1935 г. работа представлена в виде двух
отчетов: «Исследование зажигания в ракетных двигателях» (47 стр.)
и «Пуск ракетного двигателя» (36 стр.), подготовленных к опубли-
кованию.
8*
СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ*
(1936 г.)
ЗАЯВОЧНОЕ СВИДЕТЕЛЬСТВО № 189626/15310,
20 марта 1936 г.
Одна из основных трудностей, которую приходится преодолевать конст-
руктору при разработке ракетного двигателя, состоит в изыскании
падежной системы охлаждения стенок камеры сгорания и сопла двига-
теля. Высокая температура горения горючих с энергичными окислите-
лями (окислы азота, тетранитрометан, кислород и т. п.) способствует
быстрому перегреву конструкции, и если охлаждение отсутствует
или недостаточно удовлетворительно, то по истечении нескольких секунд
работы двигателя происходит расплавление камеры горения и сопла.
Как показал опыт, одним из самых действенных средств защиты
материальной части ракетных двигателей от разрушения является
интенсивное охлаждение жидкостью. Так как использование с этой
целью воды и прочих известных средств охлаждения сопряжено с уве-
личением веса конструкции, то представляется целесообразным исполь-
зовать для проточного охлаждения жидкие компоненты топлива, окис-
литель и горючее, заставляя их омывать нагретые части двигателя
до поступления в камеру сгорания. Однако известные устройства
для проточного охлаждения цилиндров и головок обычных двигателей
внутреннего сгорания оказываются малопригодными для ракетных
двигателей, так как форсированный процесс горения в последних (более
высокая и непрерывно действующая температура) требует применения
особенно интенсивного охлаждения.
Расход в единицу времени окислителя и горючего определяется
мощностью двигателя и не поддается увеличению, поэтому для лучшего
использования располагаемых жидкостей и для более интенсивного
охлаждения стенок камеры и сопла оказывается необходимым прого-
нять жидкость по охлаждаемой поверхности со значительными скоро-
стями. При принятых устройствах для охлаждения оказывается необхо-
димым прогонять жидкость через столь малые зазоры между рубашкой
и охлаждаемой поверхностью, что возникают чрезмерные гидродинами-
ческие потери напора от трения. Кроме того, такое устройство оказы-
вается неконструктивным, трудным в изготовлении и совершенно
ненадежным в работе.
Предлагаемое изобретение ставит себе целью достигнуть наилуч-
шего охлаждения нагретой поверхности при максимальном использо-
вании располагаемого количества охлаждающей жидкости (рис. 1).
* Заявка 13 марта 1936 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 11, лл. 220—223.
228
С этой целью охлаждаемая поверхность камеры 1 и сопла 2 снаб-
жается ребрами 3, имеющими винтовой ход, и закрывается рубашкой 4.
Охлаждаемая жидкость впускается в винтовой заход через штуцер 5
и, будучи направляемая ребрами, омывает поверхность по спирали.
Проходная площадь для жидкости определяется расстоянием между
ребрами, их высотой и числом заходов. Изменяя эти размеры, можно
омывать поверхность одним и тем же количеством жидкости с различ-
ными скоростями. Подбором шага винтового хода (крутизны нарезки)
можно существенно менять интенсивность охлаждения. Наличие ребер
способствует также усиленному отводу теплоты. Число заходов, шаг,
профиль и высота ребра рассчитываются в зависимости от условий
работы двигателя.
Лишь применение такого устройства позволило автору разработать
устойчиво и длительно работающий ракетный двигатель *.
Сообщение жидкости вращательного движения может быть достиг-
нуто также в том случае, если ребрами снабжена внутренняя поверх-
ность рубашки, поверхность же камеры и сопла — гладкая.
Так как коническая форма сопла делает неразборной конструкцию
двигателя, выполненную по рис. 1, если не делать разъем по камере
сгорания и соплу, то представляется целесообразным в ряде случаев
употреблять для сопла цилиндрическую рубашку 4 (рис. 2) с разъем-
ными, состоящими из двух половинок, вкладышами 3,3, внутренний
канал которых профилирован соответствующим образом. Для облегче-
ния конструкции эти вкладыши могут выполняться полыми.
Это же устройство пригодно для случаев охлаждения фасонной
части камеры сгорания 2 двигателя.
Рис. 1
Рис. 2
* Например, ОРМ-50 и ОРМ-52 со спиральным оребрением сопла и разъемными
профилирующими вкладышами прошли официальные стендовые испытания в 1933 г.
229
ПРЕДМЕТ ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Устройство для проточного охлаждения (рис. 1) камеры сгорания 1
и сопла 2 двигателя жидкостью, отличающееся тем, что охлаждаемая
поверхность камеры сгорания и сопла или внутренняя поверхность
облегающей их рубашки снабжается ребрами 3, имеющими винтовой
ход и сообщающими охлаждающей жидкости, ограниченной рубаш-
кой 4 и охлаждаемой поверхностью двигателя, движение вдоль
поверхности по спирали.
2. Устройство для проточного охлаждения конического сопла
или фасонной части камеры сгорания двигателя (см. рис. 2), отличаю-
щееся тем, что с целью получения разборной конструкции зазор
для протока охлаждающего тела определяется внутренней профилиро-
ванной поверхностью разъемных вкладышей 3, 3, наружная поверх-
ность которых имеет цилиндрическую форму и заключается в цилиндри-
ческую рубашку 4.
ЖИДКОЕ ТОПЛИВО ДЛЯ РЕАКТИВНЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ *
(1936 г.)
ВОЕННАЯ ЮЗДУ'.инЖЯ ОРДЕНА ЛЕНИ-!#;
АНАДЕМЧ** РККА
В. П. ГЛУШНО
ЖИДНОЕ ТОПЛИВО
РЕАКТИВНЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
ЧАСТЬ 1 Я
ИЗДАНИЕ АКАДЕМИИ
ЦОСКВА i 1938
Рис. 1
ПРЕДИСЛОВИЕ
Предлагаемая работа, состоящая из двух частей, является обработан-
ным материалом лекций, прочитанных автором на инженерном факуль-
тете Военно-воздушной ордена Ленина академии РККА имени
Н. Е. Жуковского *•*.
Первая часть печатаемого курса посвящена критическому обзору
различных жидких топлив для реактивного двигателя. Вторая часть,
подготавливающаяся к печати, будет посвящена поведению топлива
в реактивном двигателе (зажигание, воспламенение, горение и детона-
ция топлива).
Издание такого курса вызвано с одной стороны настоятельной
потребностью в печатном руководстве для подготовки специалистов
в совершенно новой области техники, с другой стороны, желанием
автора поделиться с более широкими кругами читателей результатами
своей теоретической и опытной работы.
В настоящее время реактивный мотор стал актуальнейшей техни-
ческой проблемой. Этой проблемой занимается ряд научно-исследова-
тельских институтов, ею интересуются широкие круги техников-специа-
листов, над нею думают сотни изобретателей. Между тем на книжном
рынке совершенно отсутствует доброкачественная литература, в кото-
рой реактивный двигатель на жидком топливе рассматривался бы
в разрезе его практического осуществления. По этому вопросу напи-
сано довольно много теоретических исследований, но все они связаны
с пока еще фантастическими межпланетными полетами.
* Книга, изданная Военно-воздушной ордена Ленина академией РККА имени
Н. Е. Жуковского в 1936 г. (14 печ. листов, 224 стр.). Приводится в сокращенном виде.
** В 1933 и в 1934 гг. одновременно с курсом «Жидкое топливо для реактивных
двигателей» автором был прочитан в академии курс «Конструкция ЖРД».
231
Автору нс приходилось встречать работ, сколько-нибудь обстоя-
тельно разбирающих чисто технические вопросы создания реактивного
мотора, вопросы, которые должны возникнуть, когда исследуемая
проблема выходит из стен кабинета в лабораторию, на завод и в повсе-
дневный обиход.
Автор рассчитывает, что публикуемая работа принесет пользу
начинающим работникам реактивного дела, познакомит их с теми
путями, которыми должно идти развитие реактивного моторостроения.
Знакомство с многочисленными проектами реактивных аппаратов
позволяет заключить, что подавляющее большинство их авторов
нс имеет достаточно отчетливого представления об основах устройства
реактивного мотора.
Предпринятая работа имеет еще целью привлечь к разработке
проблемы реактивного моторостроения широкие инженерно-технические
силы, которые до сих пор были в стороне от этого дела, так как сама
проблема еще совсем недавно не имела лица. Попутно с изложением
материала намечены вопросы, разрешение которых (представляет суще-
ственный интерес для рассматриваемой темы.
В заключение автор считает долгом выразить свою искреннюю
признательность инженеру Г. Э. Лангемаку, взявшему на себя труд
тщательно просмотреть рукопись и давшему полезные указания.
ВВЕДЕНИЕ
Работы по реактивным двигателям на жидком топливе ведутся,
по-видимому, во многих странах. К сожалению все известные автору
опыты, проводившиеся за границей, не являются систематическими,
не носят серьезного исследовательского характера, так что почерпнуть
из них что-либо существенное не представлялось возможным. В связи
с этим задача создания реактивного двигателя должна была решаться
совершенно самостоятельно. Наибольший интерес для исследования
представляли: изучение различных топлив с точки зрения пригодности
их для реактивного двигателя, разработка методов зажигания в реак-
тивном двигателе и способов его пуска, исследование устойчивости
и длительности работы, давления и температуры в реактивном двига-
теле, развиваемой двигателем реактивной силы и т. п., что найдет свое
отражение в последующем изложении.
В дальнейшем мы рассматриваем только жидкое топливо. Что
касается газообразного топлива, то следует указать, что при его приме-
нении получение большой мощности реактивного двигателя на единицу
его веса едва ли возможно. Работа сжатия и нагнетания газообразного
топлива настолько велика, что обесценивает работу подобного рода
установки на летных конструкциях. В данном случае мы сталкиваемся
с еще нерешенной проблемой газовой турбины с постоянным давле-
нием, в которой большая часть развиваемой мощности расходуется на
работу компрессоров, нагнетающих сжатых воздух в камеру сгорания
турбины. ;
Дело несколько меняется, если сжатие и нагнетание воздуха дости-
гается путем использования большой скорости поступательного движе-
ния в воздухе снарядов с внутренним каналом, так как хотя работа,
необходимая для подачи, остается та же, и совершение ее приведет
к уменьшению скорости такого снаряда, все же можно ожидать выиг-
рыша за счет облегчения веса конструкции. Мы оставляем в стороне
рассмотрение возможных в некоторых частных случаях применения,
преимуществ воздушных реактивных двигателей, поскольку это не вхо-
дит в рамки настоящего курса.
Условимся понимать под термином топливо совокупность окисли-
теля и горючего, при взаимодействии которых происходит выделение
теплоты, преобразующейся в реактивном двигателе в тяговое усилие.
232
Помимо окисления возможны и иные реакции, сопровождающиеся
большим или меньшим тепловыделением, например, реакции разложе-
ния эндотермических соединений, процессы рекомбинации атомов
простых тел и т. п. Однако эти процессы или сопровождаются неболь-
шим тепловыделением, или же еще недостаточно освоены, чтобы можно
было говорить об их использовании. Таким образом, на данном этапе
мы располагаем лишь топливами, выделяющими теплоту за счет реак-
ции окисления.
В простейшем случае жидкое топливо представляет собой однород-
ную жидкость или раствор, способный выделять при горении за счет
содержащегося в нем кислорода большое количество газообразных
продуктов при высокой температуре. Жидкие топлива, состоящие
из одного компонента, который содержит в себе химически связанные
или механически смешанные окислитель и горючее, так называемые
унитарные топлива, известны. Примером могут служить нитроглицерин,
расплавленные тротил, пикриновая кислота; из жидких растворов —
смеси азотной кислоты, азотного тетроксида, тетранитрометана и других
окислителей с жидким горючим, например, с бензином, нефтью, бензо-
лом, сероуглеродом и т. п. Все эти вещества и смеси обладают весьма
сильно выраженными взрывчатыми свойствами, способны детонировать,
весьма опасны в обращении и по этим причинам не могут быть исполь-
зованы в реактивных установках.
Единственно возможным является применение топлива, состоящего
из двух компонентов — горючего и окислителя, хранимых порознь
в отдельных баках. Понятно, что топливо может состоять и из несколь-
ких окислителей и горючих. Как увидим в дальнейшем, из числа таких
сложных топлив практическое значение могут представить лишь
состоящие из одного-двух окислителей и нескольких горючих, причем
эти горючие, также как и окислители, хранятся раздельно или во взаим-
но растворенном состоянии.
Топливо для реактивных двигателей должно удовлетворять ряду
требований. Так, например, оно должно обладать возможно большей
теплотворной способностью, так как последняя оказывает наибольшее
влияние на скорость истечения продуктов горения. Вместе с тем топливо
должно обладать высокой плотностью, так как при малом удельном
весе топлива потребовались бы топливные баки большой емкости
и, следовательно, веса. Температура кипения и теплоемкость жидкого
топлива желательны высокие, имея в виду использование топлива
для динамического (проточного) охлаждения камеры горения и сопла
двигателя. Топливо должно обладать минимальной задержкой воспла-
менения и максимальной скоростью горения, т. е. удовлетворительно
срабатываться в двигателе. Весьма желательно, чтобы температура
кипения топлива была выше нормальной, так как обращение со сжи-
женными газами затруднительно. Каждый компонент топлива в отдель-
ности не должен обладать взрывчатыми и ядовитыми свойствами,
которые препятствовали бы его использованию. Наконец, составные
части топлива должны быть технически доступными и недорогими.
В настоящее время не существует такого топлива, которое полно-
стью удовлетворяло бы всем предъявляемым к нему требованиям,
и поэтому приходится из большого ряда известных горючих веществ
и окислителей выбирать такие их комбинации, которые для заданных
условий работы двигателя способны дать наилучшие результаты.
Вопрос о рациональном топливе имеет первостепенную важность.
Прежде чем приступать к разработке реактивного двигателя, необхо-
димо произвести выбор наиболее подходящего топлива (окислителя
и горючего). В зависимости от того, насколько будет удачен этот
выбор, стоит качество разрабатываемого двигателя, а иногда и успех
всей работы.
233
Часть первая. КРИТИЧЕСКИЙ ОБЗОР РАЗЛИЧНЫХ
ТОПЛИВ
Глава I. ОЦЕНКА КАЧЕСТВ ЖИДКИХ ТОПЛИВ
1. Общие соображения
Для того, чтобы иметь возможность выбрать наивыгоднейшие топлива,
необходимо предварительно оценить их качества, указанные в пред-
ставленном ниже перечне.
1. Теплопроизводительность единицы веса и единицы объема топ-
лива (смеси окислителя и горючего).
2. Объем газообразных продуктов горения единицы веса и единицы
объема топлива.
3. Температура горения топлива.
4. Скорость горения топлива.
5. Химическая стойкость компонентов топлива.
6. Температура плавления и кипения компонентов топлива.
7. Удельный вес компонентов топлива и топлива в целом.
8. Влияние компонентов топлива на материальную часть.
9. Взаимная растворимость компонентов топлива.
10. Взаимное химическое влияние компонентов топлива.
11. Вязкость компонентов топлива.
12. Теплоемкость компонентов топлива.
13. Скрытая теплота испарения компонентов топлива.
14. Температуры вспышки и самовоспламенения, пределы вос-
пламенения горючего.
15. Гигроскопичность компонентов топлива.
16. Содержание примесей в компонентах топлива.
17. Поверхностное натяжение компонентов топлива.
18. Летучесть компонентов топлива.
19. Ядовитость компонентов топлива.
20. Техническая доступность компонентов топлива.
В дальнейшем, при определении теплопроизводительности, объема
продуктов горения, температуры горения и других параметров, характе-
ризующих качества топлива, мы будем говорить об единице веса или
объема смеси окислителя и горючего независимо от того, подается ли
в камеру горения топливо в виде заранее приготовленной смеси, или же
компоненты подаются порознь и смешиваются в самой камере горения
двшателя.
2. Теплопроизводительность топлива
Согласно известному положению термохимии (закон Гесса), теплота,
выделяющаяся при горении горючего в окислителе, получается как раз-
ность теллот образования продуктов горения и теплот образования
компонентов топлива.
Напишем выражение молекулярной реакции горения какого-либо
топлива следующим образом:
m1A-j-m2B-}-m3C-f-...—^n1a~[-n2t)^-n3c-}-..., (1)
где А, В, С... — обозначают молекулы реагирующих компонентов топ-
лива; т.\, т2, т3,... — относительные количества реагирующих молекул;
аналогично а, Ь, с... обозначают молекулы продуктов горения,
«1, «2, «з— — относительные количества молекул продуктов горения.
234
Обозначим через qu qz, qz,... теплоты образования из элементов
молекул А, В, С,аналогично обозначим через q/, qz', qz,... теплоты
образования из элементов молекул а, Ь, с,.... Тогда, согласно указан-
ному выше, молекулярная теплопроизводителыюсть Нт, т. е. количество
теплоты, выделяющейся в результате реакции взаимодействия компо-
нентов топлива в количествах, указанных в левой части уравнения
реакции, составит:
Нт=(<&!++q'3n3 -1-...) - (q^t -I- q3m3+q3m3 -f-...). (2)
Процесс горения топлива в реактивном двигателе рассматривается
происходящим при постоянном давлении. В связи с этим в дальнейшем
мы будем пользоваться теплотами образований различных соединений
при постоянном давлении.
Температура продуктов горения в конце их расширения,
т. е. у выхода из сопла, во много раз превышает температуру конден-
сации водяного пара, входящего в продукты горения, в связи с чем
в дальнейшем будем учитывать низшую теплопроизводительность топ-
лива, обозначая ее, если она относится к единице веса топлива,
т. е. смеси окислителя и горючего, через Ни.
Если сумма молекулярных весов реагирующих компонентов по урав-
нению (1) составляет то
Яа = ^-Ю3, (3)
Iй
если выражать Ни в ккал на 1 кг смеси.
В качестве примера определим теплоту, выделяющуюся при сгора-
нии толуола С7Н8 в 100%-ной азотной кислоте HNO3. Напишем молеку-
лярное выражение для идеального случая полного сгорания при стехио-
метрически правильном соотношении реагирующих компонентов,
т. е. когда коэффициент избытка окислителя а=1.
В этом случае, для сжигания одной молекулы толуола СтН8 необхо-
димое количество п молекул азотной кислоты составит
7^+Si5 = 7
3-0,5
здесь числитель дает количество атомов кислорода, необходимое для
полного сгорания одной молекулы толуола, а знаменатель дает коли-
чество свободных атомов кислорода, содержащихся в одной молекуле
кислоты. Несвободным кислородом считаем тот, который идет на окис-
ление водорода, содержащегося в кислоте. Составляем: 7.2HNO3-1-
+ С7Н8-»-7СО2+ (7,2-0,5+8-0,5) HzO-|-7,2-0,5N2 окончательно 7,2Н,\0з-*-'
+ CyHg—>-7 СОг4-7,6НгО+3,6Ыг.
В общем виде для топлива, состоящего из азотной кислоты и горю-
чего Ся>, Ня,, ОЯз, можем написать выражение реакции горения
(а=1) таким образом:
п HNO3+СЯ1НЯзОяз—«jCOa -|- 0,5 (п -f- л2) Н2О 0,5 л N2,
2л1 Ч- 0,5/19 — Лз
где п=— -------—----
2,5
В этом выражении учитывается также водяной пар, образующийся
вследствие сгорания водорода, содержащегося в азотной кислоте.
Примем молекулярную теплоту образования жидкой азотной кислоты
при постоянном давлении 1 атм и 18° С равной 42,4 ккал/г-моль, для газо-
образной углекислоты при тех же условиях 94,4 ккал/г-моль, а для
парообразной воды 57,8 ккал/г-мольТеплота образования жидкого
1 Указанные теплоты образования, а также все используемые в дальнейшем изло-
жении, заимствованы из Справочника физико-химико-технологических величин,, т. VII
«Технической энциклопедии» издания «Советская Энциклопедия» 1927—1933 г.
235
толуола составляет меньше 1% от теплоты его сгорания, т. е. не выхо-
дит за пределы погрешности эксперимента, служащего для определе-
ния этих значений, вследствие чего теплотой образования толуола
можно пренебречь, положив се равной нулю, без всякого ущерба для
точности вычислений. Составив уравнение (2), получаем
Нт=(7 • 94,4+7,6 • 57,8) - 7,2 - 42,4=1100 - 305= 795 ккал.
Суммарный молекулярный вес компонентов, реагирующих в коли-
чествах, указанных в написанном выше молекулярном выражении реак-
ции, составляет У пг=7,2-63,0+92,1=545,8 г.
795» Ю3
Тогда, согласно формуле (3) Ни = ———=1456 ккал/кг.
Учитывая то обстоятельство, что погрешность при опытных опреде-
лениях теплот образований и горений обычно порядка 1%, мы в даль-
нейшем будем округлять вычисленные нами значения до третьего зна-
ка. Так для азотной кислоты с толуолом полагаем Яи=1460 ккал/кг.
Рассмотрим топливо, состоящее из гидроперекиси НгО* в качестве
окислителя и толуола С7Нв в качестве горючего. Аналогично прежнему
примеру, количество п молекул гидроперекиси, потребных для полного
окисления одной молекулы толуола и водорода, содержащегося в окис-
___________________7-2 4- 8-0,5 _. л
лителе, составит п =-----------=18.
2—1
Пишем 18НА + С,Н8 -> 7СО2+22НаО.
Молекулярная теплота образования 100%-ной жидкой гидропере-
киси составляет 44,5 ккал. Тогда, учитывая теплоту горения водорода
окислителя, получаем Нт= (7-94,4 + 22-57,8) —18-44,5=1130 ккал;
^/п= 18-34,0+92,1=704,2 г; /7„=—^^-=1600 ккал/кг.
Для топлива, состоящего из хлорной кислоты НС1О4 в качестве
окислителя и толуола С7Н8 в качестве горючего, п=------=4,5,
полагая, что водород кислоты связывается хлором в НС1, тогда реак-
ция полного сгорания запишется следующим образом:
4,5 НС1О4+С7Н8-^7СО2+4Н2О+4,5НС1.
Так как молекулярная теплота образования жидкой НС1О4 состав-
ляет 19,4 ккал, а газообразной НС1 равна 22,0 ккал,
то /7т=(7-94,4+ 4-57,8 +4,5-22,0)-4,5-19,4= 904 ккал
1/п=4,5.100,5+92,1=544,3 г; На= 9°4'103 =1660 ккал/кг.
544,3
Положим, что хлор кислоты выделяется в свободном состоянии,
тогда
я=7.2 + 80,3 =5Н
4 — 0,5
5,14 НС1О4 - i- С,Н8—-7СО2 + 6,6Н2О+2,57С12,
Нп=(7• 94,4+6,6• 57,8) - 5,14-19,4=942 ккал,
У т=5,14-100,5+92,1=610 г,
7/и= 94^°3 =1540 ккал/кг.
Теплота образования органических соединений обычно вычисляет-
ся по их теплоте горения, определенной опытным путем. Поэтому целе-
сообразно при вычислении Ни пользоваться для исследуемого органи-
ческого соединения теплотой его горения в кислороде. Так например,
236
молекулярная теплота горения компонента керосина декана СюН22
при постоянном давлении и 18° С составляет 1610 ккал. При сжигании
его в 100%-ной азотной кислоте получим
й = + 12,4,
2,5
12,4HNO3+CmH^10CO2+17,2H2O+6,2N2.
При вычислении Нт, отвечающей низшей теплопроизводительности,
необходимо внести поправку на тепло, уносимое неконденсирующейся
водой, так как теплота горения органических соединений определяется
обычно для продуктов горения, охлажденных до 18° С. Величину поправ-
ки на каждую образующуюся молекулу воды даст разность между выс-
шей и низшей ее теплопроизводительностями, т. е. 68,4—57,8=
= 10,6 <ккал/г-моль.
Учтя теплоту, выделяющуюся при горении водорода окислителя,
именно, 6,2-57,8 ккал, а также теплоту образования жидкой азотной
кислоты, получим
/7m=(1610+6,2-57,8)-[12,4-42,4+(17,2-6,2)-10,6]= 1326 ккал,
2т= 12,4-63,02+142,17 ^ 924 г,
п а = ———= 1430 ккал/кг.
Аналогично, в случае топлива, состоящего из 100%-ной азотной
кислоты и 100%-ного этилового спирта СгН6О, получаем
„ 2-24-6-0,5-1 9,
’=—55—=2’4’
2,4HNO3+C2H6O-> 2СО2+4,2Н2О+ 1,2N2.
Эта запись реакции учитывает участие в тепловом эффекте реак-
ции как водорода, содержащегося в окислителе, так и кислорода,
содержащегося в горючем.
Найдем Нт для рассматриваемого топлива, приняв теплоту горения
жидкого этилового спирта при постоянном давлении и 18° С, равной
328 ккал/г-моль, тогда, введя поправку на неконденсирующуюся воду,
на теплоту образования жидкой 100%-ной азотной кислоты, а также на
теплоту, выделяющуюся при горении водорода кислоты, получим
//от=(328+1,2-57,8)-[2,4-42,4+(4,2-1,2). 10,6]=264 ккал,
2^=2,4-63,02+46,05=197,3 г.
Ни= 26^°3 =1340 ккал/кг.
Теплопроизводительность топлив, содержащих в качестве горючего
погоны нефти или смол, точнее всего вычислять по данным элементар-
ного химического анализа горючего на содержание углерода и водорода
(полагая азот и серу отсутствующими) и по теплоте сгорания горючего,
определенной в калориметрической бомбе.
Предположим, что мы имеем керосин состава 85% С и 15% Н
по весу, с низшей теплопроизводительностью 10600 ккал на кг горюче-
го. Выразим керосин указанного состава химической формулой вида
СП1Нп2- Можем написать 12л1+л2=85+15=100,
85
откуда ^=—— = 7,1; п2=15.
Получили условное выражение Cy.iHis. Теплота образования одной
грамм-молекулы Cy.iHie без учета теплоты конденсации воды составит
1060 ккал. В дальнейшем расчеты ведутся так же, как было указано
237
ранее для компонентов топлив, состав которых выражается определен-
ной химической формулой.
Для быстрого составления условной формулы сжигаемого горючего
можно пользоваться следующей общей формулой Са Н6,
12
где а и b — соответственно содержание углерода и водорода в горючем
в процентах по весу, согласно данным анализа.
Если в горючем содержится кислород, то, аналогично, имеем
CflH,Oc.
12 16
При содержании в горючем пренебрежимо малых количеств серы,
азота и влаги или при отсутствии их, содержание кислорода в процентах
получается как результат вычитания из ста суммы процентов содержа-
ния углерода и водорода.
Как ранее уже указывалось, теплоты горения любых соединений
и простых тел обычно определяются для нормальной температуры
(18—20°С). В связи с этим, в тех случаях, когда компоненты топлива
являются сжиженными газами, необходимо вносить поправку на теп-
лоту, затрачиваемую на испарение и подогрев холодного компонента
до нормальной температуры.
Найдем поправку, которую необходимо вносить в том случае, когда в качестве
окислителя используется жидкий кислород. Молекулярная теплота испарения кислорода
при —182,9° С составляет 1,63 ккал, а средняя молекулярная теплоемкость для интер-
вала температур от —182 до +20° С около 7 ккал. Таким образом, поправка на каждую
молекулу кислорода составляет 1,63+7-200» 10~3=3,0 ккал/г-моль.
Аналогично для жидкого водорода найдем поправку 0,22+6-270-10-3 —
= 1,8 ккал/г-моль, и для жидкого метана 2,21+8-180-10-3=3,6 ккал/г-моль.
Для топлива, состоящего из жидких кислорода и метана СН4, получим 2Ог •+
+-СН4->СО2+-2Н2О, Нт = 210,8 — (2-3,0+3,6+2-10,6) = 180 ккал, ^т = 2-32,Ъ +
180-103
+- 16,0 = 80,0 г, На = ——— == 2250 ккал/кг.
80
Если не вносить поправку на теплоту испарения и подопрев метана и кислоро-
да, то На = —------=-= 2370 ккал/кг.
80
Это есть теплота горения газообразных кислорода и метана при начальной тем-
пературе 2’0° С. Разница 20710—22260“ 120 ккал, составляет около 5% от теплопроив-
водительности.
Практически не всегда представляется возможным работать
на окислителях 100%-ной концентрации. Так, например, концентрация
продажной азотной кислоты иногда не превышает 95—97%. В этом слу-
чае при определении теплопроизводительности смеси необходимо учесть
присутствие в кислоте воды. Наличие воды вызывает снижение Ни
по нескольким причинам. С одной стороны, вода является инертной
примесью, с другой, теплота, затраченная на испарение воды, не возвра-
щается при расширении и охлаждении продуктов горения в сопле, так
как процесс расширения обычно не ведется до конденсации водяного
пара. Кроме того, если вода химически связана с компонентом, скажем,
с кислотой, то теплота образования растворенной кислоты больше теп-
лоты образования 100%-ной кислоты на теплоту растворения.
Теплота растворения азотной кислоты в воде может быть вычислена по эмпири-
ческой формуле Ю. Томсена
л п-8974
V(HNOS. ПН1О) = п _|_ 1 >7з7 кзл/моль.
Для 100%-ной HNO3 мы имели ранее выражение реакции горения компонента»
керосина:
12,4HNO3 + С10Н22-> ЮСО2 + 17,2Н2О +- 6,2N2.
238
В случае 95%-ной по весу HNO3 число молекул воды (5°/о по весу), приходящихся
на 12,4 молекул HNO3, составит
(12,4-63,0)-5 Л о ,
—----_---------= 2,3 г/моль,
95-18
и выражение реакции перепишется так:
12,4HNO3-2,3H2O 4- Ci0H22-> ЮСО2 + (17,2 4- 2,3) Н2О + 6,2N2.
нли
12,4 (HNO3-0,18H2O) 4- С10Н22-> ЮСО2 4- 19,5Н2О 4- 6,2N2.
По формуле Ю. Томсена находим теплоту растворения HNO3 в 0,18Н2О, получаем
л 0,18-8974-Ю-з
9(hno„o,18H,o) = 0,18 4- 1,737 "" °'8* ккал/моль
Таким образом, теплота образования молекулы HNO3, находящейся в 95%-ном
водном растворе, составляет вместо 42,4 ккал 42,4+0,8=43,2 ккал. С увеличением со-
держания воды эта разница будет увеличиваться.
Вычислим теперь величину молекулярной теплоты горения, учтя теплоту горения
водорода, содержащегося в кислоте, теплоту образования растворенной кислоты и,
внеся поправку на тепло, уносимое неконденсирующимися водными парами, содер-
жащимися в растворе и образующимися при окислении горючего:
Нп = (1610 4- 6,2-57,8) - [12,4-43,2 4- (17,2 - 6,2)40,6 4- 2,3-10,6] = 1292 ккал,
v т = 12,4-63.0 4-2,3.18,0 4-142,2 = 965 г,
1292-103
//а =—~-------= 1340 ккал/кг.
965
Таким образом, применение азотной кислоты, разбавленной на 5% по весу водой,
вызывает понижение теплопроизводительности смеси на
1430—1340 м
—йм—1да-м%'
Подобным же образом следует определять тепловыделение и в других аналогич-
ных случаях, например, при топливе, состоящем из водных растворов гидроперекиси,
хлорной кислоты, разбавленного этилового алкоголя и т. п.
Выше мы принимали во всех реакциях горения, что относительные количества
реагирующих компонентов подобраны таким образом, что продуктами реакции горения
являются лишь Н2О и СО2, т. е. что коэффициент избытка окислителя о®1. При этом
процессы смешения и горения принимались совершенными, т. е. коэффициент полноты
сгорания ф=1.
Практически процесс сгорания может вестись при а>1 и а<1, т. с. на обеднен-
ных и обогащенных смесях. Для сравнительной оценки различных топлив достаточно
определять характеризующие их теплопроизводительность, температуру горения и т. и.
для а=1. Зависимость теплопроизводительности топлива от а и ср рассматривается
в главе, посвященной процессам горения топлива в реактивном двигателе (см. II часть
курса).
Ниже мы будем рассматривать также жидкие топлива, содержащие в качестве
механической примеси некоторое количество диспергированного металла или металлои-
да, сгорающего за счет кислорода, содержащегося в самом жидком топливе. Введение
такого рода примеси вызывается стремлением повысить Ни топлива. Изменение Йи
зависит от рода примеси, способа ее введения в жидкое топливо, а также от относи-
тельного количества этой примеси.
Найдем Ни топлива, содержащего в продуктах горения 20% по весу окиси бе-
риллия. Содержание Be в ВеО составляет 36% по весу. Таким образом, мы вводим
в топливо 20-0,36=7,2*/о по весу металлического бериллия. В качестве основного топ-
лива примем жидкий кислород и толуол. Реакция горения бериллия:
2Ве 4- О2 -> 2ВеО 4- 282,4 ккал.
Молекулярный вес ВеО — 25,0, атомный вес Be — 9,01.
Реакция горения напишется так:
4* 9^ О2 4- С7Н3 4* л Be—>-лВеО 4- 7СО2 + 4Н2О.
Эта же формула пригодна для вычислений в случае использования в качестве при-
меси металлического магния, дающего при сгорании MgO.
Молекулярный вес газообразных продуктов сгорания составляет 380 г, откуда, но
л-25 л л о
УСЛОВИЮ 380 4-п^"= ’ Л = 3' •
239
Итак, имеем Ю,9О2 4- С7Нз 4- 3,8Ве -> 3,8ВеО 4- 7СО2 + 4Н2О.
Нт = (3,8-141,2 4- 7-94,4 4- 4-57,8) — 10,9-3,0 = 1396 ккал,
^/п = 10,9-32,0 4-92,1 4’3,8-9,0 = 475 г,
1396-103
= ——— = 2940 ккал/кг.
При отсутствии примеси (л=0) то же топливо дает
Нт = (7-94,4 4- 4-57,8)—9-3,0 = 892 — 27 = 865 ккал,
V яг = 9-32,0+ 92,1=380 г,
865-103
Ни = —тт— = 2280 ккал/кг.
380
Таким образом, при наличии 7,2% примеси увеличение Ни составляет 29%.
Еще значительнее сказывается приращение теплопроизводителыюсти при том же
относительном количестве примеси в случае азотной кислоты в качестве окислителя.
Действительно, приняв в качестве горючего компонента декан С10Н22, можем записать
реакцию горения таким образом:
(л 4- 12,4) HNO3 4- CiqH22 4“ 2,5 л Be—>2,5пВеО 4* ЮСО2 4*
/ л 4- 12,4 \ In 4" 12,4 \
4* (11 4----г----) Н2О 4-1---------|N2.
При этом учитывается кислород кислоты, расходующийся на окисление водорода
кислоты и металлической примеси. Эта же формула пригодна для вычислений в случае
использования в качестве примеси магния.
Задавшись содержанием окиси бериллия в продуктах горения, равным 20% по
весу, запишем это условие, полагая молекулярный вес ВеО равным ^5,0:
_______________________________2,5л-25,0______________________________02
2,5п25,0 4- 10-44,0 4-(И 4-6,2 4-0,5п) 18,0 4-(0,5л 4* 6,2)28,0_______* ’
откуда находим л=4,0.
Подставив полученное значение п в молекулярное выражение реакции, получим
16,4HNO3 4- СпДи 4- 10Ве-> ЮВеО 4- ЮСО2 4- 19,2Н2О 4- 8,2N2.
Тогда
Яш = (1610 4- 8,2-57,8 4- 10-141,2) - [(19,2 —8,2)-10,б 4-16,4-42,4] = 2684 ккал,
т = 1265 г,
„ 2684-103 _
Ни = ———— — 2120 ккал/кг.
в 12&>
Увеличение Ни против того случая, когда примесь Be отсутствует, составляет
(2120 — 1430)-! О2
1430
Ниже приведены общие формулы для составления молекулярных уравнений реак-
ций при любых заданных относительных количествах твердой примеси для топлив
с четырьмя различными окислителями при любых жидких горючих. Обозначим атом
двухвалентной твердой примеси, например, бериллия, магния через М2, чему отвечает
окисел М2О, тогда:
1) HNO3 4-С П1Н п2 4-М2:
0,4
HNO3 4- С П\ Н п% 4* л М2пМ20 4- П1СО2 4-
Н2О4-0,2
2) N2O4 4- С «1Н л2 4- М2:
0,25 (п + 2л1 + -у) N2O4 + С Hi И л2 + л М2-> п М2О + пг СО2 +
N2;
3) О2 4- С п\ Н п2 4* М2:
240
0,5^ л 4- 2л1 4- '“j О2 4- С Л1 Н Л2 4“ л М2-> я М2О 4* Л1СО24- Н2О;
4) О3 4- С Л1 Н л2 4" M2i
44 л + 2Л! + -v) Оз + С Л]Нл2 + л М2-> л М2О + Л1СО2+ Н2О;
о \ 2 J £
если л 1=0, а в качестве примеси взять Be, то получаем
(л 4" 1) О3 4" Н2 4" я Be —> ВеО 4" Н2О,
3
<то отвечает наиболее теплопроизводителыюй реакции окисления из числа всех из-
вестных.
В тех случаях, когда в качестве примесей используются трехвалентные металлы
ли металлоиды, например, алюминий, бор, дающие при сгорании соответственно А120з
В2О3, для вычислений следует пользоваться иными формулами. Обозначая атом трех-
валентной примеси через М3, чему отвечает окисел М230з, можем пользоваться следую-
щими формулами:
1) HNO3 4- С Л] Н л2 4- М3:
0,4 (1,5л + 2л1 + у-) HNO3 + С Л! Н л2 + л М3 -у м|О3 + Л1СО2 +
Н20 4- 0,2 11,5л 4- 2лj 4"
2) N2O4-r Сл1Нл2 + МЗ;
(Лэ \ Л о
14" 2лj 4“ q j N2O4 4- С Л1 Н л2 4“ л М3 —>- М2О3 4* л 1СО2 4*
л у л
+ vh2° + 0«25(1’5/!+2/!i +_t)n2;
3) О2 4- С Л1Н Л2 4- М3:
0,5^1,5л 4" 2л1 4" ”2"^ ^2 4" С п\ Н л2 4" л М3 —► М|Оз 4” Л1СО2 4" Н2О;
4) Оз 4- С Л1 Н л2 4* М3:
1/3 ,5л 4“ 2л1 4" ”2”^) ^3 4- С Л1 Н Л2 4* я М3—> М|Оз 4* я^ СО2 4" Н2О,
Указанными в настоящем разделе методами определялись теплопроизводительно-
сти различных топлив, приводимые в дальнейшем изложении.
3. Значение теплопроизводительности топлива
Значение теплопроизводительности топлива для реактивного двигателя
и реактивной установки в целом очень велико. Чем более теплопроизво-
дительно топливо, тем больше работы может совершить единица его
веса, тем большей можно достигнуть скорости истечения продуктов горе-
ния через сопло двигателя, тем больше скорость и дальность полета
реактивного аппарата, при прочих равных условиях.
Полагая, что реактивная сила Р двигателя создается лишь за счет кинетической
энергии продуктов истечения, получаем выражение для реактивной силы из условия
_ Си
равенства импульса силы количеству движения Pt =---,
g
где t — время; G — вес продуктов горения; и — скорость их истечения; g=9,81 м/с2.
При сжигании в двигателе в одну секунду (/=1) одного килограмма (6=1) топлива
реактивный двигатель разовьет реактивную силу Pi = —и.
g
Скорость истечения и может быть найдена из условия превращения потенциаль-
ной энергии топлива в кинетическую энергию продуктов его сгорания:
Он2
9 = ’ЧгН№>
241
где т|е — эффективный к.п.д. реактивного двигателя; Е — механический эквивалент
тепла, равный 427 кгм/ккал. Отсюда получаем:
и = /2g427^/fa = 91,53 V^Ни.
Подставив полученное значение для и в выражение для Pi, получаем
91,53 z_______________________ г__________
Р1 = — V ъНи = 9.33
При сжигании в двигателе в 1 секунду G кг топлива получим (в кг)
Р = 9,33(7
Из полученных выражений для скорости истечения и и реактивной силы Pi, раз-
виваемой двигателем при сжигании единицы веса топлива, следует, что с увеличением
геплопроизводительности Ни, величины и и Pi при прочих равных условиях, возраста-
ют. Так, топливо, состоящее из азотной кислоты и керосина, обладающее Ни^
= 1440 ккал/кг, дает при т]е=О,5: Pi=250 кг/кг/с и и =2450 м/с, в то время как топ-
ливо, состоящее из жидкого кислорода и керосина, обладающее Яи=2270 ккал/кг, да-
ет при 1]е=0,5: Pi=314 кг/кг/с и и=3080 м/с.
Кроме того, как увидим в дальнейшем, большие мощности реактивных двигате-
лей требуют большого расхода топлива, измеряющегося килограммами и десятками
килограммов в секунду, что является одной из главнейших трудностей в деле создания
реактивного двигателя. Применение в этом случае наиболее теплопроизводительных
топлив будет уменьшать потребный расход G топлива для получения заданной реак
гивной силы Р. Действительно, из ранее полученного выражения имеем:
G-—5=-=^-.
9,33}Л)гЯв
Преимущество высококалорийных топлив явствует также из основной формулы
ракеты, опубликованной еще в 1903 г. К. Э. Циолковским:
F = aln/1 + ,
\ Р /
где V — скорость, приобретаемая ракетой по израсходовании всего запаса топлива
SG; р — вес ракеты за вычетом веса топлива. Согласно этой формуле, конечная ско-
рость ракеты прямо пропорциональна скорости истечения.
Ввиду изложенного, величина теплопроизводительности является
одним из важнейших критериев для оценки пригодности топлива для
практического использования.
4. Объем продуктов горения топлива
Согласно закону Авогадро—Жерара грамм-молекулы любых тел, нахо-
дящихся в газообразном состоянии, при одинаковых температурах
и давлениях занимают равные объемы. Объем одной грамм-молекулы
при 0₽С и давлении 760 мм равен 22,42 л. Поэтому, если реакция горе-
ния имеет вид
А -|- тгВ+..>п}а пгЬ+...,
то объем продуктов горения для 2m грамм-топлива составит: Vm—
= 22,42(ni+пг+...,) л,
а для 1 кг топлива:
1000 л при 0°С и давлении 760 мм.
2м
Полученные таким образом значения для объемов продуктов горе-
ния указывают лишь на то, какой объем занимали бы продукты горения
при давлении 760 мм после охлаждения их до 0° С, при отсутствии их
конденсации. В связи с этим величины Vm и Vu служат лишь для целен
сравнительной оценки различных топлив.
Так как в интервале температур, имеющих место в камере горения
и сопле реактивного двигателя, вода находится в газообразном состоя-
нии, то при определении Vm и Vu, относящихся к 0° С и давлению 760 мм,
условно принимается, что вода находится в газообразном состоянии.
242
Полагая керосин состоящим из 85% углерода и 15% водорода, что
может быть условно выражено формулой Cz,iHi5, реакцию горения
керосина в азотной кислоте можем написать таким образом:
„ = 22,1±O.S.1S ц8|68.
2,5
8,68HNO3 + C7>1Hu—7,1СО2+(0,5-8,684-0,5-15) H2O-|-4,34N2.
Тогда
Vm=22,42 (7,1Н- 4,34 + 7,5 -J- 4,34) 522 л,
I/ 522-юз
z------------------~807 л.
“ 8,68-63,0 + 100
В тех случаях, когда в продукты сгорания входят тугоплавкие
окислы, например ВеО, AI2O3 и т. п., мы будем пренебрегать объемом,
занимаемым этими окислами, если большую часть времени своего пребы-
вания в камере горения и в сопле двигателя они будут находиться
в жидком и твердом состоянии.
Зная газообразование VUt легко определить газовую постоянную /? продуктов
горения рассматриваемого топлива, так как
Роуи
273-1000 ’
где атм, а множитель 1000 введен, чтобы выразить газообразование в м3/кг. Тогда,
газовая постоянная 1 кг продуктов сгорания составит:
10330Уа
273-1000 “"26,4
0,0378Уи.
Для топлива, состоящего из азотной кислоты и керосина, выше было найдено Vu~
807
«=807 л/кг, что дает R = тт—; == 30,6 кгм/кг°С.
26,4
665
Для этого топлива с примесью 7,2% бериллия получаем 7?=^-^ = 25,2 кгм/кг°С.
С увеличением содержания в продуктах горения твердых примесей величины Vu
и R уменьшаются, приближаясь к нулю.
Работоспособность продуктов горения может быть выражена в виде произведения
газовой постоянной на температуру горения RT, равного 7?Г»0,0378ИиТ.
Так как использование топлив, развивающих при горении высокие
температуры, весьма затруднительно, то следует стремиться к тому,
чтобы выбранное топливо обладало потребной работоспособностью при
минимальной температуре за счет большого газообразования- Иными
словами, большое газообразование (и связанное с ним большое значение
газовой постоянной) является ценным качеством топлива.
5. Температура идеального горения
Величину температуры горения топлива следует отнести к числу
главнейших факторов, характеризующих топливо. Знание температуры
горения топлива необходимо для суждения о степени пригодности топ-
лива того или иного состава. Величина температуры горения влияет на
выбор рациональной конструкции реактивного двигателя, конструкци-
онных материалов, режима работы двигателя и т. д. Чем меньше темпе-
ратура горения топлива при той же теплопроизводительности, тем более
ценно топливо, так как с высокими температурами, развивающимися
при горении топлива, связаны чуть ли не главнейшие трудности в деле
создания надежного реактивного двигателя.
Величина температуры, действительно развивающейся в реактивном
двигателе, зависит от множества причин и в том числе от режима рабо-
ты двигателя и его устройства, вследствие чего для сравнения между
243
собой различных топлив удобнее вычислять температуры, отвечающие
идеальному полному сгоранию топлива при коэффициенте избытка
окислителя а=1 и при отсутствии каких-бы то ни было тепловых
потерь, например, на диссоциацию, неполноту сгорания вследствие
несовершенства смешения, теплопроводность и т. п. Вычисленные
таким образом температуры будут максимальными и, понятно, идеаль-
ными, служащими лишь целям сравнительной оценки различных топ-
лив. Оценка истинных значений температуры горения топлив в реак-
тивном двигателе произведена в главах, посвященных процессам
горения топлива и тепловым расчетам реактивных двигателей.
Температура t идеального горения может быть подсчитана из условия
1000//m = £nCmp/,
где п — число образующихся молекул в стехиометрическом уравнении реакции окисле-
ния, Стр — средняя молекулярная теплоемкость продуктов горения при постоянном
давлении. Зависимость Стр от температуры обычно выражается первыми двумя чле-
нами ряда Стр = а* 4- W + 4- ...
В соответствии с этим, для реакции окисления
т\А 4- т%В 4* п\а> 4- п^Ъ + ...
можем переписать приведенное выше равенство таким образом:
1000/7т = [nt (ai 4* b\t) 4- П2 (^2 + ^20 4- •••]
Обозначив сумму произведений чисел молекул продуктов горения на первые
члены да выражения для теплоемкости через А, а сумму произведений чисел nk моле*
кул продуктов горения на вторые члены b^t выражения для теплоемкостей через В/,
получим 1ООО-Яте8И4-В0^, *
_____ <оп -A + VA* + lB\WSHm
где А = п\а\ 4- ^2 4- •••• В s 4- л2^2 4- — •
Если теплоты образования компонентов топлива и продуктов горения, по которым
вычисляется Яда, определены при температуре 4 отличной от 0°С, то для более точных
вычислений следует пользоваться несколько иным выражением:
Ю00Ят + (Л 4- В/о) /0 = G* 4- В0 t.
Обычно /0=15—20° С и поправка, вносимая вторым членом равенства, пренебре-
жимо мала.
Точность определения таким образом идеальной температуры горения зависит лишь
от точности определения молекулярных теплот горения Нт и средних молекулярных
теплоемкостей Стр. Наибольшие затруднения представляет определение точных значе-
ний молекулярных теплоемкостей. Наиболее достоверные значения Стр для высоких
температур (от 1300° С до 4000° С) представлены в табл. 1.
Таблица 1
Газы с„п<°-‘0> тр Авторы
Одноатомные 4,98 Сарро
Постоянные двухатомные 6,84-0,00045/* Малляр и Ле-Шателье, Гольборн, Геннинг и Пир
Углекислый газ 11,04-0,00053/ Пир и Бьеррум
Водяной пар 6,04-0,00215/ Бьеррум
Четырехатомные 12,04-0,00045/** —
Пятиатомные 14,04-0,00045/**
* Среднее значение.
'• Приближенные значения по Г. Касту.
244
Значения средних молекулярных теплоемкостей, вычисленные но формулам, сос-
хааленным по данным Шюле 1
= 8>01 + °-00142/, = 9,71 + 0,00137/, C<,°^w=7,36+0,000089/,
sue отличаются от результатов вычислений по формулам, приведенным в табл. 1. При
зеом также вычисляемая температура должна заключаться в пределах 1200°—4000° С.
Вычислим, в качестве примера, температуру идеального горения топлива, состоя-
щего из азотного тетроксида N2O4 и керосина. Последний примем состоящим из 85%
углерода и 15% водорода (С7,1Н15).
Низшую теплопроизводительность керосина принимаем равной 10 400 ккал на
i кг керосина. Тогда теплота образования молекулы С?дН1» составит 1040 ккал.
Записываем выражение реакции полного горения топлива:
2-7,14-0,5-15 _
п =--------------= 5,4,
4
5,4N2O4 -I- C7,iH15-^7,1CO2 + 7,5H2O + 5,4N2.
Находим, принимая молекулярную теплоту образования жидкого N2O4 равной
5.0 ккал, Я™ =1040—5,4-5,0—1013 ккал.
Составляем, пользуясь табл. 1 и выражением реакции горения,
4 = 7,1-11,0 4-7,5-6,04-5,4-6,8 = 159,8;
В = 7,1 -0,00058 + 7,5-0,00215 4- 5,4-0,00045 = 0,0227.
Тогда
— 159,8 4- /(159,8)2 4-4-0,0227-1000-1013
t =------!f------------------------------= 4020 С.
2-0,0227
В тех случаях, когда в продуктах горения топлива содержатся
тугоплавкие соединения, например, окислы металлов, мы примем при
вычислении температуры идеального горения, что эти окислы при опре-
деляемой температуре находятся в газообразном состоянии. В дальней-
шем найдем подтверждение этому предположению. В связи с этим, при
вычислении температуры горения такого топлива для теплоемкости
паров тугоплавких элементов будем пользоваться данными табл. 1.
С понижением температуры в камере горения и в сопле тугоплавкие
окислы будут сжижаться и, по мере дальнейшего своего охлаждения
в сопле, затвердевать, выделяя скрытые теплоты испарения и плавле-
ния. Температуры плавления для ряда тугоплавких окислов элементов,
представляющих для нас интерес, заключаются в пределах 600—
2000° С и лишь для окисла бериллия составляет 2400° С, а для окиси
магния — 2800° С.
Вычисления температур в тех случаях, когда тугоплавкие окислы
находятся в жидком состоянии или в твердом вблизи температуры плав-
ления, не являются надежными, ввиду отсутствия сведений о значениях
теплоемкостей окислов в этих состояниях.
Произведем в качестве примера расчет температуры идеального горения, отвечаю-
щей жидкому топливу, содержащему в качестве примеси несколько металлов или
металлоидов, например, бериллий и алюминий. Пусть имеем топливо, горение которого
происходит следующим образом:
6,4 N2O4 4- С7ЛН15 4- 2А1 4- Ве->7,1СО2 4- 7,5Н2О 4- ВеО 4- А12О3 4- 6,4 N2.
Нт = 1040 -|- 389,5 4- 141,2 — 6,4-5,0 = 1540 ккал,
где 389,6 и 141,2 суть соответственно молекулярные теплоты образования твердых
AI2O3 и ВеО.
Составляем:
А = 7,1-11,0 4- 7,5-6,0 + 6,8 4- 14,0 4- 6,4-6,8 = 187,4;
В = 7,1-0,00058 4- 7,5-0,00215 4- 0,00045 4- 0,00045 4- 6,4-0,00045 = 0,0240.
Получаем:
- 187,4 + /(187,4)2+ 4-0,024-1000-1540
2^024 S 500° Q
1 Шюле. Новые таблицы и диаграммы для технических топочных газов, 1933.
245
Приводимые в дальнейшем изложении при сравнительной оценке
различных топлив температуры горения являются температурами
идеального горения, согласно приведенному выше определению. Истин-
ные температуры горения, как уже указывалось, определяются в главах»
посвященных вопросам горения топлива в реактивном двигателе и мето-
дам теплового расчета этого двигателя.
6. Некоторые физические свойства топлив и их компонентов
К числу весьма важных физических свойств топлива следует отнести его’
удельный вес. Последний зависит от удельных весов компонентов и от
относительного содержания этих компонентов в топливе. Содержание
компонентов в топливе по весу, так же как и содержание различны*
газов в продуктах горения по весу, легко находится из молекулярного
выражения реакции окисления, как отношение молекулярных весов ком-
понентов топлива или продуктов горения топлива к сумме молекулярных
весов.
Так, например, в случае топлива, состоящего из азотной кислоты и керосина:
8,7 HNO3 4- C7,iH15->7, 1СО2 4- 11,85Н2О - 4,35N2
молекулярные веса: 63,0 100,0 44,0 18,0 28,0
Содержание азотной кислоты в топливе в % по весу составит
8,7-63,0- 103г 8,7-63,0 102 8,7-63,0-102
Л I-TXT/X 1 --г J—-U-I ГТ 1 — - _ О Г. бе
HNO* Ут 8,7-63+ 100 648
Содержание керосина в топливе в % по весу:
100-102 100-102
аКе₽=" “ 648 “10Л
Состав продуктов горения в ®/о по весу:
7,1-44,0-102 7,1-44,0-102 in п
СО,-—---------------—-------«.3
2»
Н2О И.85-18,0-102
648
4,35-28,0-102
N2
32,9
648
18,8.
Иными словами, содержание по весу в топливе или в продуктах его горения &-того
компонента составляет:
ak = 4т-Ю2%.
2лт
Тогда, содержание jfe-того компонента в топливе или в продуктах горения по объ-
ему составит:
— 102
V*
ък=------------------------------%,
+-^л. +^£-
Y1 ' Ук Уп
где у<, ... у», ... уп — суть соответственно удельные веса компонентов.
Весовое содержание A-того компонента через обьемное выразится следующим об-
разом:
а =______________^YfclO2_________%
61Y1 4-... 4- -Ь ... 4- Ьпуп
В случае приведенного выше топлива, полагая удельный вес азотной кислоты
равным 1,52, а удельный вес керосина — 0,83, получаем содержание кислоты в топливе
по объему в %:
246
81,6
—102
1,52
84 6 15>4 ’ ’
1,52 ' 0,83
Содержание керосина в топливе в % по объему:
15,4
0,83 1 ~
*кер= 15,4 817" °25,0'
0,83 + 1,52
Отношение компонентов по весу (при а=1) для рассматриваемого топлива сос-
тавляет:
aHNO, 84,6
---------= ГГТ" = 5>45-
#кер 15,4
Отношение компонентов того же топлива по объему составляет:
^кер 25,0
Удельный вес топлива составит:
, ^1Y1 + - - - 4- &пУп ч ,
d =---------—------------г, см3.
100
Путем преобразования можно выразить удельный вес топлива и через весовое со-
100
держание компонентов d =
V V А 1
Сдельный объем —<
-^+... + ^
Y1 Yn
Для рассматриваемого в качестве примера топлива получаем:
74,0-1,52+25,0-0,83 , 1
d =------------------= 1, Зо; — = 0,74.
100 ’ d
Величина удельного веса топлива играет весьма важную роль, так
как определяет собой емкость и вес топливных баков, трубопроводов,
арматуры подающих топливо устройств, а также самого реактивного
двигателя. Чем больше удельный вес топлива, тем более оно ценно для
реактивного двигателя. Действительно, газообразное топливо непри-
годно для ракет именно вследствие своего малого удельного веса.
В связи с этим для эксплуатации имеет значение теплопроизводи-
тельность не единицы веса топлива, а единицы его объема (Hud).
С этой точки зрения ряд компонентов топлив, дающих как раз наиболь-
шую теплопроизводительность на единицу веса топлива, оказывается
наименее пригодным для использования, так как они дают меньшую
теплопроизводительность единицы объема. Как будет видно из дальней-
шего изложения, такими компонентами топлива являются сжиженные
газы.
Выше приводилась формула
р{ = 9,33 да.
дающая величину тяги, снимаемой с I кг топлива. С точки зрения эксплуатации более
важной оказывается величина тяги Рп, развиваемая двигателем при расходовании
1 литра топливной смеси в секундуРц « 9,33 У^eHud.
Эта формула более полно учитывает свойства топлива (пе, //ц> d).
Жидкий кислород совместно с толуолом при т|е=0,5 дает
Pj = 9,33 /0,5-2280 = 316 кг/кг/с,
Рп = 9,33 /0,5-2280-1,04 = 321 кг/л/с.
247
Тетранитрометан с тем же горючим и при том же к.п.д. дает
Р[ = 9,33 VO,5-1710 = 273 ;кг/кг/с,
= 9,33 VO,5-1710.1,47 = 330 кг/л/с.
Обладая меньшей весовой калорийностью, чем кислород с горючим,
тетранитрометановое топливо имеет большую литровую теплопроизво-
дительность, в результате чего ракеты с тетранитрометапом в качестве
окислителя должны лететь дальше кислородных ракет.
Из выражений для Pi и Рц находим связь между ними:
/>л = Pj .
Следует учитывать изменение удельного веса топлива с температу-
рой. Так, зимой удельный вес топлива на несколько процентов больше,
чем летом, в результате чего зимой ракеты на жидком топливе должны
лететь дальше, чем летом при одинаковом наполнении баков.
Итак, для оценки качеств топлив необходимо пользоваться также
величиной теплопроизводительности единицы объема топлива, равной
Hud. Кроме того, помимо величины Vu, дающей объем продуктов горе-
ния одного килограмма топлива, удобно пользоваться величиной Vud>
показывающей увеличение объема первоначальной жидкой смеси, т. е.
объем продуктов горения одного литра топлива. Произведение Vud= 1Л$>
именуется объемным фактором.
В дальнейшем изложении при критической оценке окислителей
и горючих приводятся найденные указанным выше способом: состав
продуктов идеального горения топлива (а=1) по весу, содержание
в топливе компонентов (окислителя и горючего) п о весу и объему,
отношение компонентов по весу и объему, удельный вес и удельный
объем топлива, Рц, Hud и Vud.
Физическое состояние компонентов топлива в усло-
виях их использования также является весьма важным с точки зрения
эксплуатации топлива. Как увидим в дальнейшем, ряд ценных топлив
при нормальной температуре окружающей среды находится в газообраз-
ном состоянии. Для того, чтобы сделать использование их в летных кон-
струкциях оправданным, эти газы необходимо употреблять в сжижен-
ном состоянии, что в свою очередь связано с рядом неудобств эксплу-
атационного характера, ограничивающих круг возможных применений
топлив, состоящих целиком или частично из сжиженных газов.
Основные неудобства в обращении со сжиженными газами вызыва-
ются их непрерывным испарением, затрудняющим хранение, транспор-
тировку и использование в ракетах. В настоящее время известен целый
ряд устройств, обеспечивающих довольно долгое хранение сжиженных
газов в специальных баках, при которых, в зависимости от емкости,
испарение сжиженного газа колеблется в пределах 0,3—0,7% в час
от максимальной емкости баков. Несмотря па это, использование сжи-
женных газов может оправдать себя лишь в районах, расположенных
вблизи от мест их производства.
Существует ряд проектов и осуществленных ракет, в которых низкая
температура кипения сжиженных газов используется как положитель-
ное свойство, например, для подачи топлива в двигатель с помощью
давления, развивающегося при интенсивном испарении жидкости.
Высокая температура плавления компонентов топлива также весьма
затрудняет их эксплуатацию. В данном случае могут оказаться весьма
полезными попытками понижения температуры плавления теми или
иными известными физической химии приемами.
Следует отметить, что употребление компонентов топлива, темпера-
тура плавления которых выше нормальной, представляет не больше
неудобств, чем употребление сжиженных газов. Действительно, хранение
248
твердого компонента не связано с его улетучиванием, в топливные же
баки для пуска мотора компонент может нагружаться, будучи заранее
расплавленным и нагретым до потребной температуры. При этом топ-
ливные баки могут защищаться тепловой изоляцией и по устройству
своему не отличаться от баков, предназначенных для сжиженных газов.
Знание температуры застывания компонентов необходимо для пре-
дупреждения расстройства системы подачи топлива в реактивный дви-
гатель, особенно в холодное время года.
Вязкость жидкого компонента играет в рассматриваемом слу-
чае ту же роль, что и при использовании его в обычных двигателях
внутреннего сгорания. Она не должна быть слишком велика, чтобы уве-
личивать значительно гидродинамические потери в реактивной мотор-
ной установке. Для возможности фильтрации и подачи компонента
вязкость его не должна превышать 5° по Энглеру при 20° С. Вязкий
компонент для своего распыливания требует большей затраты энергии,
вследствие чего рационально употреблять подогрев компонента для
снижения его вязкости. Подогрев удобно производить за счет теплоты
реактивного двигателя.
Летучесть компонентов топлива следует отнести к их недостат-
кам, в особенности в том случае, если пары их огнеопасны или ядовиты.
Летучесть представляет опасность при хранении и транспортировке ком-
понентов, а также при использовании в реактивной моторной установке,
если летучесть обусловлена низкой температурой кипения. В последнем
случае может иметь место интенсивное испарение в трубопроводах
и арматуре, что поведет к образованию газовых пробок, расстроит сис-
тему подачи компонентов и охлаждение ими двигателя. В результате,
если только при конструировании двигателя это не предусмотрено, неиз-
бежны: неравномерная работа двигателя с хлопками, снижение мощ-
ности и, наконец, прогар двигателя вследствие нарушения системы
охлаждения.
Теплоемкость жидких компонентов имеет особое значение,
поскольку эти компоненты используются для охлаждения реактивного
двигателя. Чем больше теплоемкость компонента, тем более он пригоден
для использования в качестве охлаждающего вещества.
Смешиваемость жидких компонентов следует отметить как
положительное качество, способствующее в некоторых случаях образо-
ванию более совершенной рабочей смеси, и следовательно, способству-
ющее увеличению коэффициента полноты сгорания.
Поверхностное натяжение компонентов топлива жела-
тельно наименьшее ввиду того, что при этом облегчаются условия раз-
дробления и смешения компонентов топлив.
Гигроскопичность компонентов желательна наименьшая, по-
скольку наличие примеси воды уменьшает теплопроизводительность
топлива, а подчас способствует и разложению компонентов, как, напри-
мер, примесь воды к азотному тетроксиду. Содержащаяся в горючем
вода может выпасть в виде кристаллов и тем засорить и даже закупо-
рить трубопровод. Это известное явление будет иметь место при охлаж-
дении горючего, например, низкокипящим окислителем (жидким кисло-
родом) или в холодное время года, а также при полетах на больших
высотах. Поэтому обезвоживание горючего, а в соответствующих слу-
чаях и окислителя, следует считать обязательным условием для нор-
мальной их эксплуатации.
7. Некоторые химические свойства компонентов топлива
Компоненты топлива должны обладать достаточной химической стой-
костью, исключающей возможность медленного их разложения при хра-
249
нении, транспортировке и использовании, или быстрого взрывчатого или
детонационного. Употребление взрывоопасных компонентов топлива
можно допустить лишь в том случае, если для инициирования взрыва
требуется специальный особо мощный возбудитель, не встречающийся
в эксплуатации. Как правило, нестойкие компоненты не должны упот-
ребляться, так как при работе даже хорошо отработанного двигателя
не исключается возможность появления хлопков, взрывов, в особенности
при неправильном его пуске.
Топливные баки и реактивный двигатель по конструктивным сооб-
ражениям приходится обычно' располагать в непосредственной близости,
что заставляет предъявлять к компонентам топлива особенно жесткие
требования в отношении стойкости. Именно соображения о химической
стойкости вынуждают хранить компоненты топлива — окислитель и го-
рючее — порознь, в различных баках.
Приходится сталкиваться также с медленным разложением компо-
нентов Топлива, вызванным несоответствием условий хранения или
использования химическим свойствам компонентов, например, разложе-
ние концентрированной азотной кислоты при нагревании ееит.п. Одна-
ко, разложение может идти и при нормальной температуре, если компо-
нент химически неустойчив. Так, например, горючее из погонов нефти,
содержащее непредельные углеводороды, вследствие неустойчивой физи-
ко-химической природы последних весьма склонно к смолообразованию.
К числу недопустимых явлений следует отнести также отложение
жидким горючим кокса при нагревании. Коксообразование может иметь
место при охлаждении горючим нагретых частей двигателя, а также
при прохождении горючим форсунок, ниппели которых, выходя в камеру
горения двигателя, весьма сильно нагреваются. В последнем случае
может иметь место частичная или полная закупорка минимального сече-
ния форсунок со всеми вытекающими отсюда явлениями. Подобные
явления наблюдались автором при работе с реактивным двигателем па
нестойких горючих.
Влияние компонентов на материальную часть дви-
гателя и реактивной моторной установки в целом относится к нежела-
тельным, а в некоторых случаях и к недопустимым явлениям, например,
интенсивная коррозия частей конструкции, соприкасающихся с жидким
компонентом или находящихся в его парах, образование взрывчатых
соединений при соприкосновении ацетилена с медью, латунью, серебром
и т. п.
Однако, для каждого химически активного компонента топлива
можно подобрать достаточно стойкий конструкционный материал. Этому
вопросу, хак и всем прочим перечисляемым в настоящем разделе,
в дальнейшем уделяется достаточное внимание.
Содержание примесей в компонентах топлива. Мы будем
различать примеси полезные и примеси вредные. К первым нужно
отнести естественные или искусственные примеси, повышающие тепло-
производительность топлива, его удельный вес, скорость горения и т. п.,
например, некоторые металлы и металлоиды, двуокись азота, небольшие
количества воды и т. п. К вредным примесям относятся сера, минераль-
ные кислоты, значительные количества воды, смола, зола, твердые мине-
ральные остатки и т. п.
От вредных примесей компоненты топлива должны всячески очи-
щаться, так как наличие этих примесей вызывает не только уменьшение
теплопроизводительности, но и усиленный износ многих деталей мотор-
ной установки, а также вносит элемент ненадежности в работу такой
установки.
В камере горения и сопле двигателя конденсация воды не происхо-
дит, что не позволяет образоваться серной кислоте за счет продуктов
250
«тирания серы, если таковая содержится в качестве примеси. В тех же
случаях, когда продукты горения отводятся из камеры горения или соп-
ла для совершения механической работы по обслуживанию двигателя
ли реактивного аппарата и при этом значительно охлаждаются, обра-
зующаяся серная кислота может способствовать разрушению деталей
конструкции.
Ядовитость компонентов топлива, особенно в тех случаях, когда
эти компоненты сильно летучи, затрудняет их использование, но не
исключает (требуется принятие специфических мер предосторожности).
Помимо всего отмеченного выше, весьма желательно, а подчас
к необходимо, чтобы топливо было технически вполне доступным и деше-
вым.
8. Оценка качеств топлива
В качестве конкретных примеров приложения, изложенного в настоя-
щей главе, для практических целей далее произведен расчет величин,
характеризующих топлива вполне определенного состава. В качестве
первого примера взято топливо, состоящее из азотной кислоты и керо-
сина, в качестве второго — состоящее из раствора азотного тетроксида
з азотной кислоте как окислителя и из раствора тринитротолуола в нит-
робензоле как горючего. В качестве третьего примера рассмотрено
топливо, состоящее из азотного тетроксида и коллоидного раствора
алюминия в керосине.
Первый пример. Рассмотрим топливо, состоящее из азотной кислоты и керосина.
Высшая концентрация получаемой в заводском масштабе азотной кислоты доходи!
до 99,5%. Имея в виду эту кислоту, в расчетах для простоты можно положить кон-
центрацию, равную 100%. Удельный вес этой кислоты составляет 1,52 при 15° С. В ка-
честве горючего возьмем экспортный керосин, состоящий, согласно данным элементар-
ного анализа, из 85,6% углерода и 14,4% водорода при удельном весе 0,794 (15° С).
Высшая теплопроизводительность этого керосина, согласно калориметрическим опреде-
лениям, составляет 11140 ккал/кг. Низшую теплопроизводительность можно определить
по формуле QH=QB—6(9Н+Г),
где Н и W — процентное содержание водорода и влаги в горючем по весу. Полагая
Н=14,4, П^==0. находим QH=10 360 ккал/кг.
Условная формула этого керосина С 4 « ^7,13^14 4-
12 "12
Для полного сгорания условной молекулы керосина необходимо кислорода
7,13-2+14,4 0,5=21,46 атомов.
Молекула азотной кислоты HNO3 располагает для горения керосина лишь 2,5 ато-
мами кислорода, так как часть кислорода связана водородом кислоты, именно 1/2Н2О.
Таким образом, для полного сгорания условной молекулы керосина необходимо
7,13-2+14,4-0,5
. л =-----" 7“Z-------= 8,6
3 — 0,5
молекул азотной кислоты.
Теперь составим стехиометрическое уравнение реакции горения, полагая коэффи-
циент избытка окислителя а=1:
14,4 + 8,6 8,6
8,6HNO2 + С7Д3Н143—>7,13СО2 + ——N2’
£ £
окончательно 8,61 INO3 + С7Д3Н144—>-7,1ЗСО2 + 11,5Н2О + 4,3N2.
Молекулярные веса:
HNO3 —63,0; C7,i3Hi4,4 — 100; СО2-44,0; Н2 - 18,0; N2-28,0.
Сумма молекулярных весов реагирующих компонентов составляет /и = 8,6-63,0 +
+ 100 642 г.
Содержание по весу кислоты составляет:
8,6-63,0
• 102 ==84,4%.
251
Содержание по весу керосина
100
«кер = -77Г-1°2= 15.6%.
042
Весовое отношение окислителя к горючему:
aHNOa 84,4
-----= ~ =5,41.
Лкср
84,4
—102
1,52
Содержание по объему кислоты £Hno3= g4 4------6 =73,9%.
1,52 + 0,794
15,6 „
---------------------------------------—102
0,794
Содержание по объему керосина £кср =---;------=26,1%.
75,1
Объемное отношение окислителя к горючему = 2,83.
*кер 26,1
73,9*1,52 + 26,1*0,794
Удельный вес топлива d
Удельный объем топлива
= 1,33.
100
— = 0,752.
d
Состав продуктов полного горения по весу
горения и уравнение горения топлива):
7,13*44*102
642
11,5*18*102
(см. молекулярные веса продуктов
СО2
49,0%,
Н2О
N2
642
4,3*28*102
32,2%
18,8%.
642
Найдем молекулярную теплоту горения керосина с азотной кислотой. Высшая
геплота образования условной молекулы керосина составляет 1114 ккал.
Тогда,
8,6 \ I 14,4 \
1114 + -у-*57,81 — f 8,6*42,4 + * 10,б! = 922 ккал,
8,6
где —*57,8 — теплота, выделяющаяся при
горении водорода, содержащегося в кис-
14,4
количества кислоты; —-—«10,6 — теп-
образующейся при горении водорода

лоте; 8,6*42,4 — теплота образования взятого
лота, уносимая неконденсирующейся водой,
керосина.
Низшая теплопроизводительность единицы веса составит:
922-103
——— ~ 1440 ккал/кг.
642
Теплопроизводительность единицы объема топлива:
Hud = 1440* 1,33= 1920 ккал/л*
Молекулярный объем продуктов горения составляет:
Ут = 22,4(7,13+ 11,5+ 4,3) = 513 л.
Объем продуктов горения на единицу веса топлива:
513*103
V“ = —642— = 800 Л/КГ'
Объем продуктов горения на единицу объема топлива:
Vud = 800*1,33= 1060 л/л.
и —
252
Газовая постоянная:
800
/? = л = 30,3 кгм/кг°С.
26,4
Вычислим температуру идеального горения при постоянном давлении, отвечаю-
жую случаю отсутствия явления диссоциации и каких-либо тепловых потерь (а=1).
Найдем А и В (см. табл. 1 на стр. 244).
Л = 7,3-11,0+ 11,5-6,0 + 4,3-6,8= 176,6;
В = 7,13-0,00058 + 11,5-0,00215 + 4,3-0,00045 = 0,0308.
Тогда
— 176,6 + /(176,6)2 + 4-0,0308-103-922~
Реактивная сила, развиваемая двигателем с коэффициентом полезного действия
%«1, при сжигании в секунду 1 кг рассматриваемого топлива, составит
/> = 9,33 /Щ = 9,33/1440 = 354 кг/кг/с.
При г]е=0,5:
Pt = 9,33 = 9,33 / 0,5-1440 = 250 кг/кг/сек.
Тяга с 1 л топлива:
= 9,33= 9,33/0,5-1440-1,33 = 289 кг/кг/сек.
Скорость истечения продуктов горения через сопло двигателя составит при этом:
и = 91,5 У = 91,5 /0,5-1440 = 2450 м/сек.
Второй пример. Рассмотрим топливо, состоящее из нескольких окислителей и горю-
чих. В качестве окислителя рассмотрим раствор, состоящий из 50% по весу азотного
тетроксида и 50% азотной кислоты. Удельный вес этого раствора составляет 1,63 при
15° С при концентрации кислоты свыше 99% и, приблизительно, 100%-ном азотном тет-
роксиде.
Концентрацию азотной кислоты примем для расчета ради простоты равной 100%.
Концентрацию азотного тетроксида также примем равной 100%.
Состав смешанного окислителя может быть написан следующим образом: [N2O4+
+nHNO3],
где п — число, определяемое из условия, чтобы
92,0
л63,0 ~ ’
где 92,0 и 63,0 суть соответственно молекулярные веса N2O4 и HNO3. Это условие дик-
туется заданной концентрацией раствора. Из написанного равенства находим, что
п=1,46. Получаем N2O4+ 1,46НЫОз.
В качестве горючего примем подобранный автором жидкий раствор 29% по весу
тринитротолуола в мононитробензоле; удельный вес раствора составляет, согласно за-
мерам, 1,29 при 15° С.
Аналогично, состав смешанного горючего может быть написан таким образом:
[C6H5NO2 + m С7Н5 (NO2)3J,
где т — число, определяемое из условия
123,0 + ^227,1
где 123,0 и 227,1 суть соответственно молекулярные веса CeHsNOa и
Отсюда получаем, что т=0,222, и состав горючего напишется следующим образом:
[C6H5NO2 + 0,222С7Н5 (NO2)3]. (2)
Для полного сгорания количества молекул горючего, указанного в выражении (2),
помимо химически связанного кислорода в виде нитрогруппы (NO2) необходимо еще
атомов кислорода:
[6-2 + 5-0,5 + 0,222.(7-2 + 5-0,5)] - (2 + 0,222-3-2) = 14,83.
Количество атомов кислорода, которым располагает для горения количество моле-
кул окислителя согласно выражению (1), за вычетом кислорода, расходующегося на
окисление водорода кислоты, составляет (4+1,46-3)—1,46-0,5=7,65 атомов.
Тогда, для полного окисления количества горючего, указанного в выражении (2), необ-
253
ходимо взять количество окислителя, кратное значащемуся в выражении (1) во столь-
ко раз: л = •—- = 1,94.
7,65
Теперь составим молекулярное уравнение реакции горения, полагая коэффициент
избытка окислителя а=1:
1,94 (N2O4 + 1,46HNO3) + [C6I15NO2 + 0,222С7Н5 (NO2)3]->-
1,94-1,46 + 5 + 0,222-5
(6 4- 0,222-7) СО2 4- ------ ---------------Н2О +
1,94(2+ 1,46)4- 1 +0,222-3 хт
+---------------z---------------N2;
окончательно:
1,94 [N2O4 + 1,46HNO3] + [C6H5NO2 + 0,222С7Н5 (NO2)3]->
7,55СО2 + 4,47Н2О + 4,19N2.
Сумма молекулярных весов реагирующих компонентов составляет /и = 1,94(92,0 +
+ 1,46-63,0)+ (123,0 + 0,222-227,1) = 530 г.
Содержание по весу сложного окислителя составляет
1,94(92,0 + 1,46-63,0) ЛО _
---------------------------v • ----------—-102 == 67,3%.
Содержание по весу сложного горючего равно 100—67,3=32,7%.
67,3
Весовое отношение окислителя к горючему —;- «=2,06.
32,7
Содержание по объему окислителя:
6-^-.1О2
---—-----------= 62,0%.
67,3 32,7
1,63 +1,29
Содержание по объему керосина 100—62,0=38,0%.
Объемное отношение окислителя к горючему
62,0
---— = 1,63.
38,0 ’
62,0-1,63 + 38,0-1,29
Удельный вес топлива d =----------—------------= 1,50. •
100
Удельный объем топлива-^-= 0,666.
а
Состав продуктов полного горения по весу
горения и уравнение горения топлива):
СО2
7,55-44,0-102
530
(см. молекулярные веса продуктов
= 62,6%,
Н2О
N2
4,19-28,0-102
~ 530
= 22,3%.
Для вычисления теплопроизводителыюсти рассматриваемого топлива найдем теп-
лоту образования окислителя и горючего.
Теплоту образования окислителя, являющегося раствором, можно вычислить исхо-
дя из теплот образования составляющих раствор компонентов с учетом теплоты раст-
ворения азотного тетроксида в азотной кислоте. Теплота растворения азотного тет-
роксида в азотной кислоте положительна и весьма мало отличается от нуля, именно,
составляет для раствора 50% концентрации около 5 кал/г, т. е. пренебрежимо мала.
Растворение тринитротолуола (тротила) в нитробензоле, вызывая некоторое
охлаждение раствора, также не сопровождается существенным тепловым эффектом,
благодаря чему теплота образования нашего сложного горючего может быть легко
рассчитана по теплоте образования компонентов, составляющих раствор. Наконец, теп-
лота горения этого раствора может быть определена обычным сжиганием в калори-
метрической бомбе.
254
Тогда
Найдем молекулярную теплоту горения по написанному выше выражению для
реакции
/ 1,94.1,46 \
Нст = {739 +0,222-821 + 2 -57,8 Г—[1,94 (5,02 + 1,46-42,4) +
+ (5-0,5 + 0,222.5-0,5)-10,6] = 840 ккал.
840-103
-------= 1о80 ккал/ г.
530

Теплопроизводительность единицы объема топлива:
3 Яи</=1580 • 1,50=2370 ккал/кг.
Молекулярный объем продуктов горения составляет:
Vm = 22,4 (7,55 + 4,47 + 4,19) = 363 л.
Объем продуктов горения на единицу веса топливной смеси:
363-1Q3
““ 530
685 л/кг.
Объем продуктов горения па единицу объема топлива:
Vud = 685 -1,50= 1030 л/л.
685
Газовая постоянная продуктов сгорания R == — 25,9 кгм/кг°С.
Найдем по составленному выше уравнению реакции температуру идеального горе-
ния при постоянном давлении, пользуясь указанным ранее способом. Для этого найдем
коэффициенты А и В:
А = 7,55-11,0 + 4,47-6,0 + 4,19-6,8 = 138,4;
В = 7,55-0,00058 + 4,47-0,00215 + 4,19-0,00045 = 0,0159.
Тогда /=4120° С.
Импульс Р, развиваемый реактивным двигателем с коэффициентом полезного дей-
ствия т]в=1 при сжигании в секунду 1 кг топлива, составит:
Р = 9,33 = 9,33/1580 = 371 кг/кг/с.
При т)в=0,5: Pi=262 кг/кг/с; Рц=321 кг/л/с; «=2570 м/с.
Третий пример. Рассмотрим топливо, состоящее из азотного тетроксида в качестве
окислителя и коллоидного раствора алюминия в керосине в качестве горючего. Азотный
гетроксид примем 100°/о-ной концентрации, с удельным весом 1,47 при 15° С. Керосин
возьмем состоящим из 86,0% углерода и 14,0% водорода, с удельным весом 0,830 при
15° С и низшей теплотворной способностью 10 200 ккал на кг керосина.
Условная формула взятого керосина, согласно его составу, может быть написана
таким образом: СтдНц.
Для составления уравнения реакции воспользуемся приведенной ранее формулой
для топлива состава (см. стр. 243)
N2O4 + Сл]Нл2 + М3-
Для принятого керосина Л1=7,2, л2=14. Подставляя в приведенное выражение
для реакции горения, получим:
0,25 (1,5л + 21,4) N2O4 + С7,2Н14 + л А1->~- А12О3 +
+ 7,2СО2 + 7Н2О + 0,25 (1,5л + 21,4) N2.
Сумма молекулярных весов составит:
= 0,25(1,5л + 21,4)-92,0 + 100 + 27,0л.
Задавшись содержанием окиси алюминия в продуктах горения, равным 20% по
весу, напишем это условие:
4“102 4" 102
2 2
--------=---------------------------------------=0,2.
0,25(1,5л + 21,4). 92,0+ 100 + 27,0л
Отсюда находим л=3,06. Подставляя в уравнение реакции, получаем:
6,5N2O4 + C7,2Hi4 + 3,06А1—>1,53А12О3 + 7,2СО2 + 7Н2О + 6,5N2.
255
Сумма молекулярных весов составляет:
2 т = 6,5-92,0+ 100 + 3,06-27,0 = 781 г.
6,5-92,0
-^81’ -102 = 76,6%.
100—76,6=23,4%.
100
—.102 = 12,8%,
^1.102= Ю,6%.
/о!
[ к горючему
76’8 3,28.
Содержание по весу окислителя
Содержание по весу горючего
Причем, керосина содержится
а алюминия
Весовое отношение окислителя
23,4
Содержание по объему окислителя составляет:
76,6
1,47___________________________________
76,6 12,8 10,6
1,47 + 0,83 + 2,7
Содержание по объему горючего:
12,8 10,6
0,83 + 2,7
71,4
Причем, керосина содержится по объему:
12,8 •
—’—-102
0,83 ‘
71,4
10,6 1ЛО
—-—102
2,7
71,4
Объемное отношение окислителя к горючему:
73,0
^- = 2,70.
27,0
Полагая, что алюминий диспергирован лишь в керосине, найдем
коллоидного раствора по весу • 102 = 45,3 %,
5,5
27,0
Удельный вес коллоидного горючего d\ =
. 73,0-1,47 4-27,0-1,21
Сдельный вес топлива d =--------——
Удельный объем топлива — = 0,715
d
Состав продуктов полного горения по весу:
СО2
52,1-102 „ пш
—4-------П'П-
102 = 27,0%.
= 21,5%,
а алюминия
по объему
= 5,5%.
концентрацию
•102 = 20,4%.
20,4-2,7 + 79,6-0,83
100
= 1,40.
7,2-44-102
= 40,6%
Н2О
N2
А13О3
781
7,0-18-102
781
6,5-28-102 _
—i—*>•«•
1, S3-102-10®
----Ж— “20’0%-
= 16,1%
256
Найдем молекулярную теплоту горения рассматриваемого топлива. Низшая теп-
лота образования условной молекулы взятого керосина составляет 1020 ккал.
Тогда Ят=(1020-г 1,53 389,6)—6,5-5,02=1584 ккал,
где 389,6 и 5,02 суть соответственно теплоты образования молекул А12О3 и КгО$.
Низшая теплопроизводительность единицы веса топлива составит:
1584-103
--------= 2030 ккал/к г.
781
Теплопроизводительность единицы объема топлива:
Hud = 2030-1,40 = 2840 ккал/л.
Пренебрегая объемом, занимаемым окислом алюминия,
объем продуктов горения:
Vm = 22,4 (7,2 + 7,0 4- 6,5) = 463 л.

находим молекулярный
463 Л03 ,
593 л/кг.
и —
Объем продуктов горения на единицу веса топлива Уи ~
781
Объем продуктов горения на единицу объема топлива Vttd = 593-1,40 « 830 л/л.
593
Газовая постоянная продуктов горения /? = = 22,5 кгм/кг°С.
2о,4
Работоспособность газов принято оценивать с помощью произведения
Ор Р(У11НU________________________________Р<Уи у,
273-1000.Ср ~~ 273-100 ’
«ли попросту, произведением VUT, если хорошо известно значение средней теплоемкости
Ср продуктов горения. Здесь Т обозначает абсолютную температуру идеального горения
в том смысле, как она была ранее определена.
Таким путем будем учитывать влияние твердых примесей, снижающих величину
Ги, на работоспособность продуктов горения.
Вычислим максимальную температуру идеального горения, приняв, что при иско-
мой наивысшей температуре реакции окиеь алюминия находится в газообразном сос-
тоянии. В этом случае для окнеи алюминия мы можем воспользоваться выражением
теплоемкости для пятиатомных газов (см. табл. 1). Найдем А и В для подстановки
а формулу, дающую искомую температуру:
А = 1,53-14,0 + 7,2-11,0 + 7-6,0 4- 6,5-6,8= 186,8;
В = 1,53*0,00045 4- 7,2-0,00058 4- 7*0,00215 + 6,5-0,00045 = 0,0228.
Тогда /=5200° С.
Реактивная сила, развиваемая двигателем с коэффициентом полезного действия
<]₽= 1 при сжигании в секунду 1 кг рассматриваемого топлива, составит: Р=420 кг.
При т)е=0,5: Pi=297 кг/кг/с; Рц=351 кг/л/с; и=2930 м/с.
Этим мы окончим настоящую главу, посвященную методам оценки
жидких топлив с тем, чтобы в главах 2 и 3 заняться рассмотрением
и предварительной критикой различных топлив на основании сравни-
тельной их оценки, проведенной указанным выше способом. В гл. 4 про-
изведена дополнительная оценка этих топлив, с более полным учетом
их свойств* Наконец, во второй части курса будет дана дополнительная
оценка жидких топлив, учитывающая процессы воспламенения, горения
и детонации, а также термодинамические свойства продуктов горения.
Вся вычислительная работа по составлению приведенных в даль-
нейших главах таблиц, характеризующих рассматриваемые топлива,
произведена лично автором.
Глава И. ЖИДКИЕ ОКИСЛИТЕЛИ
1. Общий обзор
Оставляя в стороне те вещества, которые дают в топливных смесях
незначительный тепловой эффект, а также те, которые отличаются тех-
нической недоступностью, мы можем выделить следующие простые
и сложные вещества, могущие быть использованными в качестве окисли-
теля для любого горючего (табл. 1).
257
9 1208
Таблица Р
№ по пор. Окислитель Молеку- лярный вес Удельный вес В ЖИТ.КОМ состоянии2 Лсл> °C *кип, °C Теплота образования ккал/г-моль Теплота испаре- ния ккал/кг
наименование эмпири- ческая формула
1 Закись азота n2o 44,0 1,23 (-89) —102,4 -89,5 -18,7 67,9^
2 Азотная кислота HNO3 63,0 1,52 (15) -42 86 42,4 115
3 Гидроперекись Н2О2 34,0 1,46 (20) -1,7 При 100° разла- гается . 44,5 —
4 Хлорная кисло- та НС1О4 100,5 1,78 (15) -112 110 19,4 —
5 Тетранитроме- тан cn4o8 196,0 1,65 (13) 13 125,7 4,7 —
б Азотный тетро- ксид n204 92,0 1,47 (15) -9,3 22 5,02 93,5
7 Пятиокись азо- та n205 108,0 1,63 (жидкость) 30 47 14,6 44,8
8 Двуокись хлора С1О2 67,5 — -59 9,93 -30,1 —
9 Моноокись азо- та NO .30,0 1,27 (—150,2) —161 —151,0 -21,5 (газ) —
10 Кислород о2 32,0 1,12 (—182) —227 —182,8 0 51
11 Озон Оз 48,0 1,45 (-112) -251,5 -112 -34,5 73
1 Табл. 1 составлена по данным Справочника физ.-хим. технологических величин Техни-
ческой Энциклопедии, «Советская Энциклопедия», 1927—1933 гг.
2 Температура, при которой определен удельный вес, показана в °C в скобках.
3 При давлении 731 мм.
♦ При —30°С.
В приведенных соединениях окислителем является кислород. В на-
чале представленного ряда расположены вещества с уменьшенным
содержанием кислорода, в конце — чистый кислород и озон. По содержа-
нию кислорода, учитывая одновременно теплоту образования, легко
определить тепловую ценность каждого окислителя как компонента топ-
лива. Приведенная в таблице теплота образования относится к 18° С
и давлению 760 мм.
Таблица 2
Окислитель Содержание, % вес Окислитель Содержание, % вес
кисло- рода горю- чего азота кисло- рода горю- чего азота
Закись азота 36,4 — 63,6 Азотный тетро- ксид Пятиокись азота 69,6 — 30,4
Азотная кисло- та 76,2 1,59 22,2 74,1 — 25,9
Г идроперекись 94,1 5,9 — Двуокись хлора 47,4 — —
Хлорная кислота 63,7 1,0 — Моноокись азота 46,7 — 53,3
Тетранитроме- тан 65,3 6,12 28,6 Кислород Озон 100 100 — —
Для оценки относительной и абсолютной топливной ценности приве-
денных окислителей, в табл. 3, 4 и 5 указаны стехиометрические урав-
нения горения, состав топлива и продуктов горения, теплоты сгорания,
отнесенные к единице веса топлива — Ни, и к единице объема — Hud,
газообразования — Vu, объемные факторы Vud, температура горения
258
f С и т. п., согласно принятым в предыдущем разделе определениям,
для каждого из этих окислителей с одним и тем же горючим—толуо-
лом С7Нв. При вычислении всех этих величин рассматривался идеаль-
ный случай полного сгорания при стехиометрически правильном соот-
ношении реагирующих компонентов, т. е. когда коэффициент избытка
окислителя а=1. Продукты горения принимались газообразными; учи-
тывалось также жидкое состояние всех окислителей (включая кисло-
род и озон) и горючего. Окислители расположены в порядке возраста-
ющей теплопроизводительности их с горючим.
Таблица 3
№ по пор. Состав топлива и продуктов горения Состав продуктов горения по весу в %
СО, н,о Kt С1 НС1
1 18N2O+C7H8—>7СО2+4Н2О+ 18N2 34,9 8,1 57,0 — —
2 7,2HNO3+С7Н8—^7СО2+7,6Н2О+3,6N2 56,5 25,0 18,5 — —
3 18Н2О2+ С7Н8—>7СО2+22Н2О 43,8 56,2 — — —
4 4,5НС1О4+С7Н8—»-7СО2+4Н2О+4,5НС1 56,5 13,3 — — 30,2
5 3CN4O8+C7H8—>10CO2+4H2O+6N2 64,7 10,6 24,7 — —
6 4,5N2O4+С7Н8—>7СО2+4Н2О+4,5N2 60,9 14,2 24,9 —- —
7 3,6N2O5+С7Н8—>7СО2+4Н2О+3,6N2 64,1 15,0 20,9 — —
€ 7,2С1О2+С7Н8—^7СО2+0,4Н2О+7,2НС1 53,3 1,2 — — 45,5
9 18NO+С7Н8—^7СО2+4Н2О+9N2 48,7 11,4 39,9 — —
10 9О2+С7Н8^7СО2+4Н2О 81,1 18,9 — — —
11 6О34~С7Н8—ь7СО2+4Н2О 81,1 18,9 — — —
Для получения более полного представления о качествах отмечен-
ных выше окислителей в двух предпоследних столбцах табл. 4 указаны
величины реактивных сил, развиваемых реактивным двигателем при
сжигании единицы веса и единицы объема топливной смеси в секунду.
При этом эффективный коэффициент полезного действия реактивного
двигателя принят равным г|е=0,5. Соответствующая скорость истече-
ния и продуктов горения указана в последнем столбце.
Как видно из табл. 1, из первых восьми окислителей все, кроме
закиси и пятиокиси азота, при нормальной температуре являются жид-
кими телами. Для них всех характерным является довольно значитель-
ный удельный вес, что весьма ценно. В табл. 4 представлены теплопро-
изводителыюсть единицы веса Ни и теплопроизводительность единицы
объема Hud топлив, при удельном весе топлив, равном d, что позволяет
дать им более полную оценку. Вес топливных баков и системы подачи
топлива составляет значительную часть веса реактивного аппарата,
в связи с чем учет теплопроизводительности единицы объема топлива
является необходимым для правильной оценки качеств рассматриваемо-
го топлива.
Согласно четвертому столбцу табл. 4 хлорная кислота и тетранитро-
метан в топливных смесях обладают одинаковым запасом энергии
в единице объема, причем большим запасом, чем жидкий кислород
с тем же горючим. Эта плотность энергии Hud для азотного тетроксида
на 5% меньше, чем в случае кислорода с тем же горючим. Если мы
располагаем баками определенной емкости, то при заполнении их топ-
ливом состава жидкий кислород плюс горючее, мы запасем на 5,3%
большее количество энергии, чем при заполнении тех же баков азот-
ным тетроксидом и горючим, и на 4,8—5,6% меньшее количество энер-
9* 259
гии, чем при заполнении баков хлорной кислотой или тетранитромета-
ном с тем же горючим.
Таблица 4
| Мон ou | Окислитель ккал/кг Яв4, ккал/л Я, кг м/кг О р, кг/кг/сек р1. кг/кг/сек (7) «г 0,5) ₽п, кг/л/сек (Н>5) U. м/сек (’i-0,5)
1 Закись азота 1310 1540 735 867 27,8 4070 338 239 259 2340
2 Азотная кислота 1460 1970 747 1010 28,3 3520 356 252 293 247G
3 Гидроперекись 1600 2110 922 1220 34,9 3070 373 264 303 2590
4 Хлорная кислота 1660 2490 640 960 24,2 4550 380 269 329 2640
5 Тетранитроме- тан 1710 2510 660 970 25,0 4600 386 273 330 2670
6 Азотный тетро- ксид 1720 2250 686 900 26,0 4420 387 274 313 2680
7 Пятиокись азота 1740 2440 680 952 25,7 4440 389 275 326 2700
8 Двуокись хлора 1830 566 — 21,4 5980 399 282 — 2770
9 Моноокись азо- та1 2020 2400 710 845 26,9 5160 419 296 323 2910
10 Кислород 2280 2370 650 676 24,6 5200 445 315 321 3090
11 Озон 2820 3520 650 812 24,6 6000 495 350 391 3430
1 Значения приведены для газообразного состояния окислителя. Для жидкого состояния
Яи«=1890 ккал/кг, Hud=2250 ккал/л, <—4900°С, Р*«=287 кг/кг/с, и«=2810 м/с.
На рис. 1 представлена зависимость тяги Pi, развиваемой двигате-
лем при сжигании в нем в секунду одного килограмма топлива с к. п. д.
т)е=0,5, от теплопроизводителыюсти Ни этого топлива. На кривой нане-
сены местоположения рассмотренных выше топлив. Кривая Р отвечает
работе двигателя с т)е= 1.
Таблица 5
№ по пор. Окислитель Удельный вес жидкой смеси Удельный объем жидкой смеси Количество окислителя в смеси, % Количество горючего в смеси, % Отношение компонентов в смеси
по весу по объему по весу но объему весо- вое объем- ное
1 Закись азота 1,18 0,85 89,6 85,8 10,4 14,2 8,62 6,05
2 Азотная кислота 1,35 0,74 83,1 73,8 16,9 26,2 4,92 2,82
3 Гидроперекись 1,32 0,76 87,0 80,0 13,0 20,0 6,68 4,00
4 Хлорная кисло- та 1,50 0,67 83,1 70,4 16,9 29,6 4,92 2,38
5 Тетранитроме- тан 1,47 0,68 86,5 77,2 13,5 22,8 6,41 3,39
6 Азотный тетро- ксид 1,31 0,76 81,8 72,6 18,2 27,4 4,50 2,65
7 Пятиокись азота 1,40 0,71 80,9 69,3 19,1 30,7 4,23 2,26
8 Двуокись хлора — — 84,1 — 15,9 — 5,28 —
9 Моноокись азота 1,19 0,84 85,5 80,1 14,5 19,9 5,90 4,03
10 Кислород 1,04 0,96 75,8 70,8 24,2 29,2 3,14 2,42
11 Озон 1,25 0,80 75,8 65,3 24,2 34,7 3,14 1,88
260
500
400
300
230
100
а о?
N0
CN-06
n2g.
200 <*00 600 800 1000/ I \ \>/000 2280
1380 1й)0 1800 I860. 171Q-W 0?
28203000Ha
H20 HN0> HCIO^
Рис. 1
окислителя гидроперекись. Это
топливо обла
Помимо тепло-
производительности
единиц веса и объема
топлива ценность пос-
леднего х а р а ктер изу-
ется также газообра-
зованием и температу-
рой, развивающимися
в реактивном двигате-
ле при сжигании в нем
топлива. Значения га-
зообразования на еди-
ницу веса топлива
и на единицу объема
Vud. а также макси-
мальные температу-
ры горения представ-
лены в табл. 4.
Среди приведен-
ных топлив выгодно
выделяется топливо,
содержащее в качестве
дает максимальным газообразованием при минимальной температуре
горения. Как уже указывалось, высоких температур горения следует
по возможности избегать, ввиду опасности разрушающего действия
на материальную часть двигателя.
Несколько хуже гидроперекиси азотная кислота, дающая с тем же
горючим газообразование на единицу объема Vud= 1010 л и темпера-
туру идеального горения около 3500° С. Существенно не отличаются друг
от друга как газообразованием, так и температурой горения, топлива,
содержащие хлорную кислоту, тетранитрометан, азотный тетроксчд,
пятиокись азота и, по-видимому, моноокись азота, если иметь в виду ее
жидкое состояние. Теплопроизводительность этих пяти топлив также,
примерно, одинакова.
Весьма невыгодной с рассматриваемой точки зрения является дву-
окись хлора, обладающая минимальным газообразованием при макси-
мальной температуре горения.
Особенно высокую температуру горения дают кислород и озон, при
сравнительно небольшом газообразовании.
Очевидно, значительная мощность топлив, содержащих в каче-
стве окислителя кислород или озон, достигается лишь за счет весьма
высокой температуры продуктов горения, что является весьма
невыгодным.
При выборе топлива из числа, обладающих одинаковым тепловы-
делением Ни, предпочтение следует отдать тем, которые обладают
наибольшим газообразованием при минимальной температуре горения
и прочих равных условиях.
Согласно табл. 5, рассматриваемые окислители дают топлива со зна-
чительным удельным весом. Весьма характерным является высокое
содержание окислителей в топливных смесях, колеблющееся для толу-
ола в пределах 76—90% по весу. Высокое относительное содержание
окислителя имеет тот недостаток, что создает трудности в получении
хорошего смесеобразования в камере горения реактивного двигателя.
Действительно, хорошо смешать два компонента топлива, из которых
одного идет в 3—4 раза больше по объему, чем другого, весьма затруд-
нительно.
В этом отношении особенно невыгодно отличается закись азота,
261
которой в топливной смеси содержится 89,6% по весу, а по объему идет
в 6 раз больше, чем горючего.
Среди выделенных окислителей четыре замечательны тем, что поми-
мо окислительного начала — кислорода — содержат в себе в химически
связанном состоянии горючие элементы, именно, углерод и водород.
Этими окислителями являются: азотная кислота HNO3, гидроперекись
НгО2, хлорная кислота HCIO4 и тетранитрометан C(NOj)4. Часть горю-
чего, необходимого для связывания кислорода окислителя, таким обра-
зом, оказывается введенной в окислитель, и, если теплота образования
такого окислителя велика и положительна, то можно считать, что горю-
чее окислилось, связало часть кислорода и является балластом. Напри-
мер, Н2О2 содержит лишь Ог свободного кислорода, остальной
связан водородом в Н2О. Однако, теплота образования Н2О2 не равна
теплоте образования НгО (57,8 ккал/моль), а не'много меньше
(44,5 ккал/моль). В случае азотной кислоты HNO3 теплота ее образова-
ния (42,4) превышает теплоту образования НаО (28,9). В наиболее
выгодном положении находится C(NO2)i, теплота образования которо-
го составляет лишь 4,7 ккал/моль, против 94,4 ккал/моль образования
СО2. В данном случае можно считать, что содержащийся в окислителе
углерод еще не окислился и будучи идеально смешан с окислительным
началом, атом на атом, наиболее способен к полному сгоранию. Мы
можем рассматривать такое соединение как переобедненную смесь
окислителя и горючего, причем, для завершения реакции горения при
а, близком к единице, необходимо добавить еще недостающее количе-
ство горючего.
Следует иметь в виду то обстоятельство, что удельный вес как
окислителей, так и горючих не есть величина постоянная, а зависит
в сильной мере от температуры. В
Таблица 6
Окислитель Критические константы
t, кип, °C р, атм d, Г«см—3
n2o 36,5 71,7 0,45
NO -94 65 0,52
О2 -118,8 49,7 0,43
Оз -5,0 (67) 0,54
при искусственном подогреве его
связи с этим и объемное соотноше-
ние компонентов есть функция тем-
пературы.
В табл. 6 представлены удель-
ные веса некоторых окислителей
при критической температуре кипе-
ния. Сравнивая их с удельными ве-
сами, приведенными в табл. 1, ви-
дим, что удельный вес уменьшается
с повышением температуры в рас-
сматриваемом интервале в 2,4—3,2
раза.
Таким образом, с повышением
температуры топлива, например,
при охлаждении топливом нагретых
частей двигателя, удельный объем топлива будет увеличиваться. Это
обстоятельство необходимо учитывать при расчете выходного отверстия
форсунок, служащих для впрыскивания топлива в камеру горения.
В дальнейшем мы увидим, что примерно половина приведенных
в табл. 1 окислителей может найти себе применение в силу тех или иных
ценных качеств. Ниже приводится краткая характеристика всех окисли-
телей, знакомство с физико-химическими свойствами которых необходи-
мо для правильной оценки степени пригодности того или иного окисли-
теля для использования в реактивном двигателе.
Выбранные нами одиннадцать окислителей далеко не исчерпывают
всего запаса богатых кислородом неорганических соединений.
Из числа многочисленных кислородных соединений хлора, облада-
ющих одними и теми же недостатками и преимуществами, в качестве
примера нами рассмотрена лишь двуокись хлора.
262
Существуют еще высшие кислородные соединения азота — перекиси.
Последние (NO3 и N2O7) являются малоустойчивыми газообразными
телами. Большой интерес представляет также изучение надазотной кис-
лоты HNO4 (Рашиг), с целью получения ее в виде стойкого и безопас-
ного вещества. Существует также высший окисел азота N2O6, который
при нормальной температуре является твердым кристаллическим телом.
Свойства этих соединений еще недостаточно изучены, и потому попытки
их использования следует считать преждевременными.
Известные кислородные соединения прочих элементов, нами не рас-
смотренные, могут дать весьма низкий тепловой эффект в смеси с горю-
чим, вследствие чего интереса они не представляют.
Что касается воздуха, то использование его в качестве окислителя
может быть оправдано только в том случае, если он заимствуется
из окружающей атмосферы, что имеет место в воздушных реактивных
двигателях. В тех же случаях, когда окислитель запасен в реактивном
аппарате, использование воздуха невыгодно даже в жидком виде, ввиду
его незначительной теплопроизводительности. Так, Ни жидкого кероси-
на с газообразным воздухом составляет лишь 652 ккал на 1 кг продук-
тов горения при а=1. В случае жидкого воздуха теплопроизводитель-
ность уменьшится па величину теплоты испарения и подогрева окисли-
теля до нормальной температуры.
2. Закись азота
При нормальной температуре закись азота является бесцветным газом
со сладковатым вкусом и приятным слабым запахом, с критической
температурой 38,8° С. Упругость паров жидкой закиси азота при О °C
составляет 30,75 атм, при 20° С—49,4 атм. Под атмосферным давлением
закись азота кипит при -89,5° С, а при —102,4° С застывает в кристал-
лическую массу.
Смеси закиси азота со спиртом или эфиром были предложены Пикте
в качестве взрывчатых смесей, под названием фульгуритов. Хранение
и транспортировка производится в жидком виде под давлением в сталь-
ных цельнотянутых баллонах.
Среди рассматриваемых нами окислителей закись азота дает наи-
менее теплопроизводительные смеси, что объясняется большим содер-
жанием инертного азота. Тем не менее, будучи эндотермическим соеди-
нением, поддерживает горение, подобно кислороду. В связи с этим
недопустимо употребление масел и прочих горючих веществ для смазки
и уплотнения в арматуре, баллонах и компрессорах, обслуживающих
закись азота. Этот окислитель способен разлагаться со взрывом, напри-
мер, под действием капсюля гремучей ртути и при быстром и сильном
сжатии. Металлы в закиси азота не ржавеют.
Ввиду того, что закись азота является сжиженным газом, с чем
связаны определенные неудобства при употреблении ее в реактивном
двигателе, а также ввиду сравнительно небольшой теплопроизводитель-
ности топлив, в которые входит этот окислитель, использование закиси
азота не обещает никаких выгод. Учтя к тому же взрывчатость самой
закиси азота, от использования ее следует воздержаться.
3. Азотная кислота
Благодаря значительной положительной теплоте образования азотная
кислота дает одно из наименее калорийных топлив среди выделенных
нами. Жидкие взрывчатые вещества, состоящие из смеси азотной кис-
263
лоты и углеводородов, были предложены Германом Шпрепгелем еще
в 1871 г.1 Сюда же относятся составы: анилит, гельгофит, оксонит и др.
Высококонцентрированная азотная кислота является бесцветной
подвижной жидкостью, гигроскопичной и дымящей на воздухе, с удель-
ным весом 1,559 при 0°С. Азотная кислота довольно стойкое соедине-
ние, однако, разлагается при нагревании и на свету, что необходимо
учесть при ее использовании. По Вольною разложение кислоты идет
по уравнению 2HNO3—N2O3+O2 + H2O и представлено табл. 7. На
основании этой таблицы приходим к заключению, что допустимый по-
догрев кислоты невелик. Это необходимо иметь в виду при работе с ре-
активными двигателями, нагретые части которых (камера горения,
сопло) охлаждаются компонентами топлива. С увеличением давления
разложение азотной кислоты уменьшается, благодаря чему охлаждение
двигателя кислотой под давлением позволит нагревать ее без заметно-
Та б лица 7 го разложения до более высокой температуры.
о/ о/ Азотная кислота 100%-ной кон-
/, °C /0 разложения f, °C /0 разложения центрации вполне устойчива лишь при —41,2° С. и имеет вид снежно-

86 9,53 190 49,34 белых кристаллов.
100 11,77 990 72,07 С увеличением содержания во-
ды стойкость кислоты возрастает.
130 18,79 250 93,03 Повышение содержания воды вы-
160 28,96 256 100,00 зывает также повышение темпера- туры кипения раствора. Температу- ра плавления кислоты также зави-

сит от концентрации.
К числу недостатков азотпой кислоты следует отнести ее ядови-
тость, требующую принятия известных предосторожностей при работе
с ней.
Доступность азотной кислоты побудила автора использовать
ее в качестве окислителя для реактивного двигателя. Проведенные испы-
тания различных реактивных двигателей показали полную пригодность
азотной кислоты. Двигатель работал вполне устойчиво с достаточно
высоким к. п. д. при различных горючих, как-то: толуол, авиабензины,
бензин +60% бензола, автобензины, керосины, соляровое масло и т. п.,
и при различных давлениях.
В литературе обычно рекомендуется употреблять в качестве окисли-
теля во взрывчатых смесях типа Шпренгсля красную дымящую азот-
ную кислоту с большим содержанием двуокиси азота, являющуюся
более энергичным окислителем, чем бесцветная азотная кислота,
нс содержащая окислов азота.
В связи с этим первые опыты производились с кислотой, содержав-
шей до 5% окислов азота. Однако, дальнейшие опыты показали, что
в смысле устойчивости реактивный двигатель отнюдь не хуже работает
и на бесцветной кислоте, причем при запуске двигателя и начальном
зажигании нс обнаруживалось существенных затруднений. Нужно было
ожидать, что сильная окислительная способность красной дымящей
кислоты благотворно скажется именно при запуске двигателя.
Однако красная дымящая кислота в окислительных процессах ведет
себя значительно активнее бесцветной кислоты, в связи с чем можно
ожидать увеличения полноты сгорания топлива при добавлении к кис-
лоте азотного тетроксида-
Испытывалась в реактивных двигателях азотная кислота следую-
щих составов: HNO3—91%, окислов азота — 4,9%, H2SO4—0,0076%,
1 Английские патенты 921, 2424 и 2642 (1871); германские патенты 12122 (1880)
и 17822 (1881).
264
Fe — 0,00049%, Cl — 0,00016%, твердых остатков — 0,0032%; НХОз —
91,79%, H2SO4—0,3%; HNO3-96,12%, H2SO4—0,007%; HNO3—99,65%,
H2SO4 — 0,004%, Cl — 0,00002%, Fe — 0,00004%, нелетучих остатков —
0,02%; HNO3 — 93,28%, окислов азота 5,65%, H2SO4 — 0,008% и т. п.
Продажная кислота постоянно содержит некоторые примеси, глав-
ным образом, воду, вследствие чего максимальная концентрация кис-
лоты обычно колеблется в пределах 95—99%. По этой причине тспло-
производительность топливной смеси, содержащей азотную кислоту
и толуол, ниже, чем 1460 ккал/кг, и может доходить до 1360 ккал/кг для
95% HNO3.
Следует отметить, что наличие в компонентах топлива воды
в небольших количествах в некоторых случаях может оказаться жела-
тельным, как способствующее процессам горения. Подробнее это явле-
ние будет рассмотрено в дальнейшем.
Получение азотной кислоты 99%-й концентрации на заводах
не представляет особых затруднений. Такая кислота является продук-
том концентрации слабой синтетической азотной кислоты и получается
на ряде химических заводов СССР. Транспортируется с заводов произво-
дителей к потребителям в алюминиевых железнодорожных цистернах,
вмещающих до 15 тонн кислоты. Перевозка может осуществляться
и в алюминиевых бочонках или же в стальных, изготовленных из нержа-
веющей стали.
Разрушающее влияние азотной кислоты на ряд металлов и матери-
алов общеизвестно п должно учитываться при ее использовании. Чем
ниже температура кислоты и чем выше ее концентрация, тем меньше
сказывается ее разрушающее действие. Технике известен ряд металлов
и неметаллов, достаточно стойких по отношению к азотной кислоте
и потому нашедших применение при изготовлении арматуры и баков для
нее, например, нержавеющие стали, дюраль, алюминий и т. п. Таким
образом, транспортировка, храпение и эксплуатация азотной кислоты
вполне освоены современной техникой.
Азотная кислота независимо от своей концентрации при нормаль-
ных условиях не смешивается с бензолом, толуолом, бензином и керо-
сином. Вследствие этого сгорание топлива, содержащего азотную кис-
лоту и одно из указанных горючих, в некоторых случаях возможно
будет происходить хуже, чем в случае взаимно растворяющихся ком-
понентов топлива, из-за худшего смесеобразования.
Известен ряд горючих, например, скипидар, а также нитробензол,
нитротолуол и т. п. нитроароматики, с которыми азотная кислота взаим-
но растворяется.
Нормальный гексан и некоторые другие вещества нс растворяются
в азотной кислоте и пе реагируют с ней, что позволяет использовать их,
например, для заливки манометрических трубок, служащих для замера
давления в трубопроводе окислителя моторной установки, когда
в качестве окислителя используется азотная кислота. Цель, преследуе-
мая этой заливкой, — защитить металлический манометр от соприкосно-
вения с жидкой кислотой или ее парами. С этой целью автор применял
сорта бензина прямой гонки весьма слабо реагирующие с концентриро-
ванной азотной кислотой.
Как ранее уже указывалось, для более полного понимания процес-
сов, происходящих в камере сгорания реактивного двигателя, а также
для суждения о пригодности рассматриваемого топлива для той или
иной системы смесеобразования, необходимо знать также характер вза-
имодействия компонентов топлива при нормальной и несколько повы-
шенной температуре.
По опытам автора при смешении концентрированной азотной кис-
лоты при нормальных температуре и давлении с углеводородами про-
исходит реакция со значительным тепловыделением. Так, при смешении
265
99,6 %-ной азотной кислоты с очищенным толуолом реакция идет очень
бурно с момента смешения, причем температура смеси поднимается до
! 203 С. Осадков не наблюдалось. По-видимому, они растворялись в кис-
лоте. При смешении такой же кислоты с крекинг-бензином реакция так-
же шла весьма бурно со значительным тепловыделением (саморазогрсв
от 18° С до 106° С) и обильным выделением окислов азота и жидкого
осадка. С некоторыми бензинами прямой гонки эта же кислота дает
интенсивное тепловыделение с разогревом до 85°С- При этом происходит
бурное кипение и выделение двуокиси азота. Выпадение осадков не
наблюдалось. Точно то же имело место при смешении концентрированной
азотной кислоты с экспортным керосином (разогрев до 85° С). При сме-
шении указанной кислоты с этиловым спиртом реакция идет весьма
бурно с кипением, газовыделением, частыми мелкими взрывами и значи-
тельным разогревом.
Азотная кислота является весьма дешевым и доступным продуктом
химической промышленности, что создает благоприятные условия для
ее использования в качестве составной части топлива для реактивного
двигателя.
4. Гидроперекись
Взрывчатые смеси концентрированной гидроперекиси (перекиси водо-
рода) с горючими также были ’предложены в свое время1. В качестве
горючего при этом предлагались бензол, формальдегид, нафталин и др.
Чистая гидроперекись является неустойчивой бесцветной (в толстом
слое — голубой) малолетучей сиропообразной жидкостью без запаха,
с горьким вяжущим вкусом, бурно разлагающейся при 100° С. На свету
или при нагревании она распадается на воду и газообразный кислород
с выделением тепла, согласно уравнению
2Н2О2—>2Н.,0+О2 44,32 ккал.
Чистая высококонцентрированная и 100%-ная гидроперекись
пе взрываются даже при сильном перегреве.
При попадании на кожу вызывает ожоги. Зависимость удельного веса
от температуры в интервале от —12°С до +20°С выражется формулой
d{= 1,4632 -0,00117/+0,5 • 10-»А
Поверхностное натяжение при 18,2° С составляет 76,1 дин/см; тепло-
емкость 0,578 кал/г-град. Пористые и порошкообразные вещества, мно-
гие соли, щелочи, металлы и их соли являются катализаторами, способ-
ствующими разложению гидроперекиси, например, окись железа, окись
свинца, металлы группы платины и др. Поэтому при употреблении гид-
роперекиси рекомендуется тщательно подобрать материал баков, трубо-
проводов и всех тех частей установки, с которыми она может войти
в соприкосновение. Необходимо также исключить возможность загряз-
нения гидроперекиси и попадания в нее пыли. Сосуды для хранения не
герметизируют, во избежание их разрыва выделяющимся при разложе-
нии кислородом. Любопытно, что концентрированные растворы гидро-
перекиси разлагаются, если внутренние стенки сосудов, в которых они
хранятся, покрыты царапинами ниже уровня жидкости (каталитическое
действие острия).
Вата и уголь воспламеняются при соприкосновении с гидропере-
кисью. Применение стабилизаторов позволяет получать концентриро-
ванную и в то же время стойкую гидроперекись.
1 Австрийские патенты 88944, 88945 и 88946, германский патент 376160 (1916).
266
С водой гидроперекись, как и азотная кислота, смешивается
в любых соотношениях. В легких погонах нефти гидроперекись нераст-
ворима.
Высокое газообразование, сравнительно низкая температура горе-
ния при значительном удельном весе и теплопроизводительности
несколько большей, чем при азотной кислоте, все это позволяет причис-
лить гидроперекись к числу окислителей, заслуживающих внимания.
Этот окислитель может получить широкое применение при условии, что
будет налажено его производство в больших’количествах и в безопас-
ном виде при достаточно высокой концентрации.
5. Двуокись хлора
Двуокись хлора — темно-желтый газ отвратительного запаха; сжижает-
ся при 10° С, а при —59° С застывает в оранжево-красную кристалличе-
скую массу. Будучи очень сильным окислителем, при соприкосновении
зажигает бумагу, крахмал, сахар, фосфор и другие горючие вещества.
Как в газообразном, так и в жидком состоянии двуокись хлора сильно
взрывается при сотрясении или при нагревании, а также при соприкос-
новении с органическими веществами.
Не обладая, как окислитель, какими-либо преимуществами перед
прочими окислителями (исключая активность), вследствие своей
взрывчатости, двуокись хлора, по крайней мере как самостоятельный
окислитель, применения найти не может.
6. Хлорная кислота
Хлорная кислота представляет собой едкую бесцветную дымящую
жидкость, при длительном хранении разлагающуюся и при этом иногда
самопроизвольно со взрывом. Чистая хлорная кислота взрывается при
нагревании выше 92° С. Однако 70 %-й водный раствор отличается пол-
ной устойчивостью. Можно полагать, что соответствующим образом
подобранные стабилизаторы позволят получить, в случае надобности,
еще более концентрированные и в то же время достаточно стойкие
растворы.
Хлорная кислота является самым тяжелым окислителем из числа
рассматриваемых. Зависимость ее удельного веса от температуры
в интервале 20—50° С выражается формулой ^=1,806—0,001927/.
Эта кислота предлагалась к использованию в качестве окислителя
во взрывчатых веществах большой силы.
Хлорная кислота может найти применение благодаря своему значи-
тельному удельному весу и достаточно большой теплопроизводительно-
сти, но только в том случае, если будет налажено получение этого окис-
лителя в больших количествах и в безопасном виде.
7. Тетрапитрометан (нитроуглерод)
Тетранитрометан при нормальной температуре — подвижная жидкость;
бесцветен, безвкусен, летуч и ядовит, пары его удушливы и обладают
запахом окислов азота. При попадании па кожу не вызывает ее пора-
жения.
При атмосферном давлении возгоняется почти без разложения
(образуются окислы азота). Удельный вес 1,65 при 13°С.
Смеси тетранитрометана с нефтью или другими углеводородами
были предложены Винандтом в качестве взрывчатых веществ. Тетра-
267
нитрометан не горюч и практически не взрывчат. Лишь при сильном
начальном импульсе и плотной укупорке можно вызвать взрыв тетра-
нитрометапа. При быстром нагревании постепенно разлагается с выде-
лением красных паров. С водой и глицерином он не смешивается;
в бензоле, нитробензоле, этиловом спирте, ацетоне и эфире — легко
растворим.
Ряд органических соединений растворяется в нем и многие из них
с ним не реагируют. Так, согласно опытам И. И. Остромысленского,
тетранитрометан не реагирует с предельными углеводородами, свобод-
ными от непредельных углеводородов, с метиловым, этиловым и неко-
торыми другими спиртами, с этиловым эфиром и ацетоном. Тетранитро-
метан вступает немедленно в реакцию при смешении с бензолом,
толуолом, ксилолом и другими ароматиками, обнаруживаемую
по окраске растворов в красные цвета. По опытам автора, при смеше-
нии тстранитромстана с керосином (d20—0,841) наблюдается та же
окраска раствора, что и при смешении с ароматиками. При смеше-
нии с автобензином получается светло-желтая окраска. Смеси тетрапит-
рометана с жидкими органическими веществами являются весьма чув>-
ствительными взрывчатыми веществами.
Опыты автора показали, что тетранитрометан смешивается во всех
отношениях с азотным тетроксидом, в азотной же кислоте не раство-
ряется.
Ввиду весьма большой летучести тетранитрометана, хранить его
необходимо в плотно замкнутых сосудах. Транспортироваться и хра-
ниться тетранитрометан может в металлических бочках.
Согласно нашим опытам, устранение или ослабление сильно выра-
женной у тетрапитрометана летучести может быть достигнуто заливкой
поверхности нерастворимой, легкой и нелетучей жидкостью, не вступаю-
щей во взаимодействие с тетранитрометаном, например, глицерином.
Тетрапитрометан, залитый слоем чистого глицерина, сохранялся в откры-
том сосуде около года, причем, совершенно не было обнаружено следов
испарения или изменения цвета этого окислителя.
Высокая температура плавления тетранитрометана создает небла-
гоприятные условия для его использования. Однако температура плав-
ления легко может быть понижена с помощью соответствующей при-
меси. Содержание примеси должно быть минимальным, чтобы не ухуд-
шать качество окислителя. В качестве такой примеси интересно испы-
тать окислы азота, динитро- и тринитрометан.
Тетранитрометан занимает весьма видное положение в ряду наивы-
годнейших окислителей, ввиду того, что он обладает ценными эксплуа-
тационными качествами (большой удельный вес, значительная тепло-
производительность, высокая температура кипения). В связи с этим
следует признать весьма актуальными работы по организации его произ-
водства в больших количествах. Простой способ получения тетранитро-
метана из доступного сырья — азотной кислоты и уксусного ангидрида —
может быть положен в основу работы такого завода.
8. Азотный тетроксид
В 1881 г. Тюрпен1 предложил взрывчатые смеси из чистого безводного
азотного тетроксида с сероуглеродом, углеводородами, продуктами нит-
рации ароматических углеводородов, растительными и животными мас-
лами и органическими жирными кислотами. Эти смеси получили назва-
ние панкластитов.
1 Французские патенты 146497 (1881) и 147676 (1882).
268
Азотный тетроксид — ядовитая светло-желтая жидкость, окраска
которой усиливается с увеличением температуры. Низкая температура
кипения (+22° С) обусловливает сильную летучесть.
К числу недостатков азотного тетроксида относят его высокую тем-
пературу плавления (—9,3°). В действительности при этой температуре
затвердевает лишь весьма чистый продукт. Обычно же азотный тетрок-
сид не затвердевает даже при зимних холодах. Причиной этому служит
незначительная примесь к азотному тетроксиду трехокиси азота. При
добавлении же к азотному тетроксиду 5% от его веса окиси азота, тем-
пература его плавления опускается до —119° С, вследствие образования
эвтектики N2O4 с N2O3 ‘.
Зависимость удельного веса от температуры в интервале от —5°
до +15° С выражается формулой 1,496—0,00148/.
На рис. 2 представлена зависимость величины диссоциации N2O4
в NO2 и затем NO2 в NO от температуры при нормальном давлении
(Ричардсон).
Азотный тетроксид не
растворяет серу; бром и иод
растворяются в нем отлич-
но, образовывая пурпурово-
коричневые растворы
(Франкленд и Фармер).
Согласно проведенным
автором опытам, тетроксид
смешивается при нормаль-
ных температуре и давле-
нии с бензолом, толуолом,
ксилолом, нафталином, бен-
зинами и керосинами, соля-
ровым маслом (газойль) и
их растворами друг в друге,
•одпако немедленно вступа-
ет с ними в реакцию в том
случае, если эти горючие со-
держат непредельные угле-
водороды или ароматики с развитыми боковыми цепями1 2.
Весьма энергично со значительным тепловыделением протекает
растворение нафталина в азотном тетроксиде, а также взаимодействие
азотного тетроксида с соляровым маслом. С этиловым спиртом азотный
тетроксид вступает в реакцию, сопровождающуюся тепловыделением
и саморазогревом смеси с 20 до 65° С. При этом происходит бурное кипе-
ние и газовыделение без выпадения осадков. В нитробензоле и нитрото-
луоле азотный тетроксид также растворяется. При смешении с горючим
азотный тетроксид химически ведет себя менее активно, чем азотная
кислота.
При спокойном сливании азотного тетроксида с горючим в пробирке
обе жидкости располагаются по удельным весам, причем на границе их
раздела энергично идет реакция, сопровождающаяся осаждением более
тяжелого продукта реакции. Для смешения компонентов достаточно
двух-трех движений мешалки.
Опыты показали также, что при нормальной температуре в концент-
рированной азотной кислоте растворяется около 50% азотного
тетроксида. По насыщении же кислоты при дальнейшем добавлении
тетроксида излишнее его количество остается над кислотой, не смеши-
1 П. Паскаль. Взрывчатые вещества, пороха, боевые газы, пер. с французского,
1932; Менделеев, Основы химии, т. 1, 1932.
2 Указание на это было дано П. Паскалем в 1925 г. (см. ссылку *)•
269
ваясь с ней. Теплота образования насыщенного раствора азотного
тетроксида в азотной кислоте оказалась положительной и пренебрежи-
мо малой.
Согласно этим опытам, удельный вес раствора в начале растет
с увеличением содержания азотного тетроксида, затем начинает падать.
Максимальный удельный вес раствора отвечает примерно 40 %-му
содержанию азотного тетроксида.
Эти опыты были повторены инж. Н. Г. Чернышевым (РНИИ) и пол-
ностью подтвердили полученные ранее результаты. В составленной
Н. Г. Чернышевым табл. 8 показана зависимость удельного веса от кон-
центрации раствора при 0°С.
Таблица 8 Таблица <>
Объемный % Объемный % Удельный вес t° Взссв .й % /о Весовой %
HNO3 NaO< раствора пл HNO3 пл hno3
100 — 1,530 -10,2 0 -58,5 70
— 100 1,493 -11,8 52 —73 эвт 82
90 10 1,571 -21,4 60 -70,0 85
80 20 1,593 -32 62 -58,5 90,6
70 30 1,627 -48,5 66 -42,0 100
60 40 1,642 1,638
50 50
Насыщенный раствор отвечает содержанию в растворе 52—53%
азотного тстроксида. Удельный вес насыщенного раствора составляет
1,637 при 0°С и 1,609 при 15° С. Концентрация употреблявшейся азотной
кислоты составляла 96%. Растворение азотной кислоты в азотном тетро-
ксидс также вызывает повышение удельного веса раствора, ограничен-
ное, однако, небольшой растворимостью азотной кислоты.
В табл. 9 приведена температура плавления раствора в зависимо-
сти от содержания азотной кислоты. Достигаемое понижение темпера-
туры плавления вполне достаточно для практических целей.
Опыты автора показали, что насыщенный раствор азотного тетрок-
сида в азотной кислоте не смешивается с бензином и керосином. При
сливании их реакция взаимодействия заметна лишь вследствие выпаде-
ния бесцветного кристаллического осадка. При сливании сложного-
окислителя с бензолом или толуолом происходит бурная реакция.
По-видимому, при смешении азотного тетроксида с азотной кислотой
образуется не простой раствор, а химическое соединение, проявляющее
новые свойства.
Введение в азотную кислоту азотного тетроксида дает раствор
с заметно повышенным удельным весом. Наряду с этим теплопроизводи-
тельная способность получившегося раствора больше, чем у чистой азот-
ной кислоты. Вследствие этого можно поставить вопрос о рациональ-
ности применения в качестве окислителя раствора азотного тстроксида
в азотной кислоте.
Раствор с 50%-пым содержанием азотного тетроксида, как ранее
указывалось, обладает удельным весом 1,63, т. е. на 7,2% большим, чем
азотная кислота (1,52), при той же температуре (15°С). Теплопроизво-
дительность этого сложного окислителя с толуолом составляет
1590 ккал/кг, т. е. на 8,9% больше, чем в случае азотной кислоты
в качестве окислителя при том же горючем.
Реакция горения этого топлива напишется таким образом:
2,35[N2O«+ 1,46НЫОз]+С7Н8—►7CO2+5,71H2O+4,06N2- Содержание оки-
слителя по весу — 82,5%, по объему — 71,5%. Содержание горючего
270
по весу—17,5%, по объему — 28,5%. Весовое отношение окислителя
к горючему — 4,71. Объемное отношение окислителя к горючему — 2,51.
Удельный вес топлива—1,41. Низшая теплопроизводительность Ни =
= 1590 ккал/кг. Плотность энергии /7^=2240 ккал/л. Газообразование
на единицу веса топлива Vu=718 л/кг. Газообразование на единицу
объема топлива Vwrf=1010 л/л. Импульс Pi с 1 кг топлива при к. п. д.
Ti=0,5: Pi=253 кг/кг/с. Отвечающая этому к. п. д. скорость истечения
и:=2580 м/сек. Сравнивая приведенные здесь данные с табл. 4, где оха-
рактеризованы азотный тетроксид и азотная кислота как окислители,
замечаем, что плотности энергии у рассматриваемого сложного окисли-
теля и азотного тетроксида при одном и том же горючем (толуоле)
одинаковы, так .же как и газообразование на единицу объема для
сложного окислителя и азотной кислоты, что объясняется совокупным
действием увеличения удельного веса и теплопроизводительности азот-
ной кислоты, при растворении в ней азотного тетроксида.
Ввиду этого вполне реально использование на практике подобных
растворов, являющихся к тому же более доступными, чем чистый азот-
ный тетроксид.
Опыты с топливом, в состав которого входил в качестве окислителя
азотный тетроксид, проводившиеся автором в опытных реактивных каме-
рах и непосредственно в реактивном двигателе, показали полную при-
годность азотного тетроксида для использования в качестве окислителя.
Так как из шести отмеченных нами окислителей (см. табл. 1), жид-
ких при нормальной температуре, азотный тетроксид является после
азотной кислоты технически наиболее доступным продуктом, использо-
вание его заслуживает особого внимания.
Ввиду отсутствия в СССР производства азотного тетроксида
автором была разработана и осуществлена опытная установка, пред-
назначавшаяся для удовлетворения потребности в этом окислителе
на время производства предварительных исследовательских работ.
Требования, предъявлявшиеся к этой опытной установке, были таковы:
минимум аппаратуры и минимум первоначальных затрат на оборудова-
ние, производительность порядка нескольких десятков килограмм азот-
ного тетроксида в день.
В данном случае, для получения азотного тетроксида в полулабора-
торном масштабе с небольшим выходом, вполне пригодным оказался
метод разложения нитрата свинца. Указанный способ является, безус-
ловно, неэкономичным в установках большой производительности, вслед-
ствие дороговизны исходного продукта. Однако минимальное число про-
изводственных процессов, минимальное число потребной аппаратуры,
исключительная чистота получаемого при этом способе азотного
тетроксида вполне оправдывают выбор. Ниже дано описание этой опыт-
ной установки.
9. Опытное азоттетроксидное производство
Азотный тетроксид получался путем прокаливания нитрата свинца
в электрической печке (генераторе азоттетроксида). Выделяющийся при
этом газообразный азоттетроксид в смеси с кислородом проходил через
улавливатель нежелательных легко конденсирующихся примесей, затем
поступал в холодильник, а оттуда в приемник, где собирался в течение
работы генератора. Генератор, улавливатель и холодильник с приемни-
ком составляют агрегат — самостоятельную в производственном отно-
шении единицу. Несколько таких агрегатов, установленных в ряд, обра-
зуют блок. Опытное азоттетроксидное производство состояло из двух
таких блоков, из которых каждый в свою очередь состоял из пяти агре-
гатов. Фотографии установки (рис. 3, 4) изображают общий вид сверху
271
Рис. 3 Рис. 4
одного блока во время его работы. Ниже приведено описание устройства
и работы агрегата.
Генератор азоттетроксида состоял из керамиковой камеры, изготов-
ленной из хорошо обожженной (до конуса Зегера № 12) реостатной
массы, сохраняющей механическую прочность при нагреве примерно
до 800° С. и противостоящей разрушающему действию окислов азота при
этой температуре *.
Эта камера заполнялась технически'чистым азотнокислым свинцом
(безводная кристаллическая соль) и нагревалась до потребной темпе-
ратуры с помощью проволочной спирали, уложенной в винтовом желобе
на внешней стенке камеры. Камера имела цилиндрическую форму. Для
получения равномерного прогрева камеры дно имело форму эллипсоида,
покрытого спиральной нагревательной обмоткой. Материалом спираль-
ной обмотки служили нихромовая проволока (допустимый нагрев до
1000°С) или константановая (до 600°С). Для уменьшения тепловых
потерь от охлаждения наружным воздухом, камера была окружена
латунной рубашкой, и пространство между ними заполнено песком.
Камера закрывалась крышкой, изготовленной из. того же состава,
что и сама камера. Крышка снабжена керамиковым патрубком,
с помощью которого она соединяется с алюминиевым трубопроводом,
размером 0 10/12 мм, служащим для присоединения к улавливателю.
Для удобства сборки и разборки этот трубопровод выполнен с компен-
сатором. Износ трубок весьма невелик, несмотря на то, что через них
.проходят раскаленные пары тетроксида. Срок их службы измеряется
несколькими месяцами. Присоединение трубопровода к крышке произ-
водилось на специальной замазке, стойкой против азотного тетроксида
при высоких (до 300° С) температурах. Замазка состоит из смеси глета
(окись свинца) с асбестовой мукой, замешанных на глицерине до тесто-
образного состояния.
Патрубок крышки имел форму сходящегося кверху конуса с доста-
точно большим внутренним диаметром, чтобы не могло произойти заку-
поривания крышки тестообразной массой, отлагающейся внутри патруб-
ка, при работе генератора.
Улавливатель состоял из алюминиевой расширительной коробки,
в донья которой плотно ввинчены патрубки, служащие для присоедине-
ния, с одной стороны, к трубопроводу генератора, с другой, к патрубку
холодильника. Присоединение осуществлялось с помощью конических
алюминиевых ниппелей, притертых к внутренней конической поверхно-
сти тех патрубков, с которыми производится соединение. Плотность
-достигалась путем стягивания ниппеля с соответствующим патрубком
накидной гайкой.
1 Вполне успешно такие камеры изготавливал по особому заказу Государствен-
ный Керамический1 Институт в Ленинграде. ...
272
Внутри коробки улавливателя па пути газа устанавливалось
несколько перегородок из алюминиевой жести, покрытой по всей поверх-
ности мелкими отверстиями. Этого средства оказалось достаточно, чтобы
улавливать нежелательные, легко конденсирующиеся примеси, сопро-
вождающие пары азотного тстроксида. Примеси особенно интенсивно
выделялись в камере в начале работы генератора со свежей нагружен-
ной массой и являлись следствием, главным образом, недостаточной
чистоты исходных продуктов, вызванной, например, недостаточной пред-
варительной сушкой массы.
Холодильник (наружный диаметр 350 мм) состоял из алюминиевого
змеевика 0 6/8 мм, выложенного по внутренней поверхности цилиндри-
ческого бака, укрепленного на специальной подставке. Этот бак служил
для засыпки в него охладительной смеси и был снабжен в донной части
водоотливным патрубком, защищенным от засорения специальным дыр-
чатым колпачком. Для уменьшения теплопотерь бак со змеевиком был
окружен металлической рубашкой с большим зазором между ними.
С той же целью весь холодильник был окрашен белой эмалевой краской.
Собственно холодильник состоял из двух одинаковых алюминиевых
змеевиков в выпрямленном состоянии длиной 15 м, причем витки одно-
го змеевика были расположены между витками другого так, чтобы
витки чередовались. Выделяющийся в генераторе газ поступал в верх-
ний конец одного змеевика- и, охлаждаясь, стекал в цилиндрический
алюминиевый, (или стальной) приемник. Некопденсировавшийся газ
поднимался из приемника по второму змеевику, вторично совершая
такой же путь через охлаждающее вещество и, сжижаясь при этом, сте-
кал вниз в приемник. Верхний конец второго змеевика сообщался
с атмосферой, так что выделение и конденсация азотного тетрокепда
шло под атмосферным давлением.
Для охлаждения применялась смесь из трех частей льда или снега
и одной части поваренной соли, легко развивающая температуру
в —21° С, даже в случае несовершенного смешения соли со льдом. Для
предупреждения интенсивного разъедания алюминиевых змеевиков
охладительной смесью все змеевики тщательно прокрашивались эмале-
вой краской.
Емкость металлического приемника рассчитана на 1 л сжиженного
азотного тетроксида. Для выпуска конденсата в дно приемника ввинчен
патрубок, закрывающийся глухой гайкой со свинцовой прокладкой.
Выходные концы пяти змеевиков одного блока соединялись алюми-
ниевыми трубками с шестым холодильником, общим для этого блока.
Благодаря этому уменьшалась потеря азотного тетроксида в атмосферу.
При этом устройстве выделяющийся в каждом генераторе газ проходил
через два холодильника. Для контроля выделения азотного тетроксида
из камер генераторов в алюминиевые газопроводы, связывающие выход-
ные концы змеевиков холодильников с общим шестым холодильником,
были вделаны короткие стеклянные трубки. При нормальной работе
агрегатов через стеклянные трубки проходили бурые пары.
Выходной конец шестого холодильника сообщался с атмосферой
с помощью алюминиевой трубки, выведенной из помещения наружу.
При таком устройстве агрегатов и блока в целом работа установки
не сопровождалась заражением помещения ядовитыми парами азотного
тетроксида. Лишь в конце рабочего дня, при выпуске азотного тетрокси-
да из запорных приспособлений, необходимо было принимать защитные
меры, например, употреблять противогазы.
Каждая камера генератора вмещала З л загрузочной смеси, состоя-
щей из двух объемов измельченного и высушенного в термостатах нит-
рата свинца и 1 объема просеянного и высушенного таким же образом
песка общим весом 6,3 кг. На долю азотнокислого свинца при этом при-
ходится 4,65 кг.
273
Время непрерывной работы генератора до истощения загруженной
массы составляло примерно 12 часов. Помимо азотного тетроксида при
прокаливании нитрата выделяется немного кислорода (5% по весу),
затрудняющего конденсацию тетроксида, и остается 68% по весу окиси
свинца.
Небольшая примесь воды к азотному тетроксиду окрашивает его
в дымчатый цвет. При большем содержании воды тетроксид окрашива-
ется в зеленый, а затем в синий цвет, вследствие образования трехокиси
азота N2O3. При получении и употреблении азотного тетроксида следует
избегать влажности, вызывающей разложение этого окислителя.
Поставленные автором опыты показали, что ряд металлов и спла-
вов как-то: сталь, дюраль, электрон и некоторые другие не разъеда-
ются жидким азотным тетроксидом, что позволило использовать их при
изготовлении как аппаратуры для тетроксидного производства, так
и опытных реактивных моторных установок, работавших па этом окис-
лителе.
Ранее уже указывалось па нецелесообразность создания сколько-
нибудь мощных установок для выработки азотного тетроксида из нитра-
тов тяжелых металлов.
Это же замечание относится и к методу получения тетроксида, осно-
ванному на разложении тем или иным путем азотной кислоты. Действи-
тельно, нитраты тяжелых металлов дороги, а азотная кислота в завод-
ском производстве является продуктом обработки окислов азота,
из которых в заводских условиях и следует получать азотный тетрок-
сид. Завод, вырабатывающий азотную кислоту синтетическим путем
из воздуха или контактным окислением аммиака, может быть исполь-
зован и для получения азотного тетроксида.
В СССР имеются заводы, производящие азотную кислоту контакт-
ным способом из аммиака, благодаря чему представляется возможность
наладить при заводе установку потребной мощности, частично исполь-
зующую выход окислов азота для получения азотного тетроксида.
10. Пятиокись азота
При обыкновенной температуре пятиокись азота представляет собой
гигроскопические бесцветные ромбические призмы, плавящиеся при 30° С.
При кипении пятиокись азота разлагается на азотный тетроксид и кис-
лород. При хранении она также разлагается, а под влиянием света и при
быстром нагревании — со взрывом. Легко разлагаясь с выделением ато-
марного кислорода, пятиокись азота является энергичным окислителем.
На многие металлы (медь, алюминий, сталь, олово, свинец и др.) не дей-
ствует.
Пятиокись азота растворяется в азотной кислоте, образовывая
жидкое при нормальной температуре соединение ЫгОэ^НЫОз, содержа-
щее 46,2% по весу N2O5. Путем окисления раствора азотного тетроксида
в азотной кислоте с помощью электрического тока (200 А на 1 м2
и напряжение 7 в) весь, содержащийся в растворе, тетроксид перево-
дится в пятиокись азота. Таким образом получают азотную кислоту,
содержащую 20% пятиокиси азота.
Ввиду значительного удельного веса и большой теплопроизводитель-
ности, а также активности пятиокиси азота, использование ее растворов
в азотной кислоте или азотном тетроксиде представляет весьма большой
интерес.
В настоящее время пятиокись азота получается лишь в лаборато-
риях (и вследствие своей малой стойкости и взрывчатости в чистом виае
опасна в обращении). По этой причине, а также из-за высокой темпера-
туры плавления пятиокись азота не представляет интереса как самостоя-
274
тельный окислитель- Тем не менее, весьма ценным явилось бы дальней-
шее изучение свойств растворов пятиокиси азота.
11. Моноокись азота
При нормальной температуре моноокись азота — бесцветный газ с тем-
пературой кипения —151° С, на воздухе легко окисляется. Будучи устой-
чивым окислом моноокись поддерживает горение лишь тех веществ,
которые при этом выделяют большие количества тепла. Ввиду низкой
температуры кипения и отсутствия каких-либо преимуществ перед дру-
гими окислителями, жидкими при нормальных условиях, моноокись
азота не имеет перспектив для своего использования.
12. Жидкий кислород
По своим физическим свойствам жидкий кислород является легкопод-
вижной голубой жидкостью без запаха. Значение удельного веса жидко-
го кислорода, приводимые в справочной литературе, заключаются
в интервале 1,12—1,14.
Жидкий кислород относится к группе сжиженных газов, что связано
с известными неудобствами его использования в двигателе, которые
можно отчасти смягчить рациональной конструкцией кислородных баков
и арматуры.
На рис. 5 приведена зависимость потери кислорода при испарении
от времени для пяти различно изолированных баков одной емкости
и одинаковой цилиндрической формы1. По оси абсцисс отложено время
в часах, по оси ординат — содержание жидкости в сосудах в фунтах.
Номера кривых означают: 1 — неизолированный медный сосуд; 2 — изо-
лированный пробковыми пластинами; 3— изолированный войлоком, пос-
ле двухмесячной работы; 4 — изолированный войлоком, новый; 5 — изо-
лированный вакуумом.
Проведенные автором определения скорости испарения жидкого
кислорода из открытого цилиндрического металлического сосуда диа-
метром 132 мм и высотой 700 мм при толщине стенок около 1 мм, дали
понижение уровня в 18 мм в минуту при наполнении бака на 600 мм
по высоте. Опыт велся при рассеянном дневном свете й в безветрие.
Сосуд устанавливался на деревянной подставке- Менсе чем в полчаса
все содержимое сосуда испарялось. При употреблении баков с плохой
теплоизоляцией или вовсе без нее поверхность баков покрывается более
или менее толстым слоем снега, сдувающимся сильным ветром, когда
бак не закрыт, например, обшивкой ракеты.
Таким образом, во избежание сильной утечки от испарения, умень-
шения удельного веса и образования на поверхности снежного покрова,
необходимо употреблять кислородные баки с достаточно хорошей тепло-
изоляцией.
Опыты О’Нейля и Ван Флита 2 показали, что при перевозке жидкого
кислорода по железным дорогам и па автомобиле потери от испарения
в единицу времени увеличиваются па 32% по сравнению с потерей
из тех же сосудов в состоянии покоя.
Говоря о" дешевизне жидкого кислорода, следует учитывать, что
к стоимости сожженного в двигателе кислорода необходимо прибавить
стоимость кислорода, потерянного от испарения в процессе хранения,
транспортировки, перелива и т. п. По определениям Шульца и Хей-
тера2 от всего количества выработанной жидкости при использовании ее
1 «Trans. Am. Inst. Min. a. Met. Eng», vol. 74, 690—731, 1926.
2 Перрот и Толч. Взрывчатые вещества с жидким кислородом, стр. 13, 15, 16, 92,
1933 г.
275
для подрывных работ в
результате потерь при
охлаждении труб и сосу-
дов в момент наполне-
ния, при хранении и при
пропитывании патронов
полезно используется
лишь 30,2% кислорода.
По данным Каста, поте-
ри достигают 80% *.
Были попытки исполь-
зовать жидкий кислород в
качестве смазочного ве-
щества для трущихся ча-
стей машин, охлажденных
до температуры жидкого воздуха, например, в установках для получе-
ния сжиженных газов. С целью очистки от механических примесей жид-
кий кислород фильтруют через материю.
Жидкий кислород при умелом обращении довольно безопасен. Крат-
ковременное соприкосновение с кожей человека не вызывает никаких
последствий (автор набирал из бака полные пригоршни жидкого кисло-
рода без всякого вреда для себя). При соприкосновении же тела с
охлажденным с помощью жидкого кислорода металлическим предметом
происходит ожог, в результате которого пораженное место покрывается
пузырями.
За исключением водорода, метана, нефтяного эфира и озона, все
горючие, а также и окислители, при смешении с кислородом затверде-
вают. Бензол, толуол, бензин и керосин, замороженные в жидком кисло-
роде, имеют вид твердого непрозрачного белого парафина, плавающего
на поверхности кислорода. Для опыта в несколько литров кислорода
вливалось лишь несколько кубических сантиметров горючего. Несмотря
на это, заметить растворение затвердевшего горючего в жидком кисло-
роде автору не удалось.
С целью исследования характера смешения толуола с жидким кис-
лородом при интенсивном их перемешивании в прозрачный стеклянный
сосуд с жидким кислородом вливалась струя толуола, подкрашенного
анилином в красный цвет для удобства наблюдения. Опыты автора
показали, что’с момента попадания в жидкий кислород, толуол как
более теплый окружался газовой оболочкой испарившегося кислорода
и в непосредственное соприкосновение с жидким кислородом не входил
до полного затвердевания. Таким образом о смешении жидких кислоро-
да и толуола не может быть речи. Очевидно, это относится ко всем ана-
логичным случаям смешения сжиженных газов с высококипящими жид-
костями.
Благодаря большой доступности жидкого кислорода и его дешевиз-
не. с давних пор применяются при подрывных работах смеси жидкого
кислорода с различными горючими, известные под названием оксилик-
витов, впервые предложенные профессором Линде (1897)1 2. В качестве
горючего применялись: керосин, нефть, нафталин, уголь, алюминий
и многое другое3.
Профессор Линде в своем патенте (№ 100146 от 14 августа 1897 г.)
указывает, что смесь жидкого воздуха с горючими веществами при прос-
1 Г. Каст. Взрывчатые вещества и средства воспламенения, стр. 347, 1932.
2 Германский патент 100146 (1897); английский патент 18929 (1897);французский
патент 269740 (1897); бельгийский патент 130175 (1897).
3 Французские патенты 448732 (1911) и 450750 (1912), английский патент 1928
(1913), германский патент 300630 (1914), швейцарский патент 72057 (1916); статья
К. Мейера, Оксиликвиты, в книге Наума, Пороха и взрывчатые вещества, 1933.
276
том воспламенении сгорает совершенно безопасно. Однако опыты автора
со смесями жидкого кислорода с горючими, воспламенявшимися в от-
крытом сосуде стопинной нитью, дали иной результат. Горение этих
смесей обычно происходило неравномерно, со взрывами.
Многочисленные опыты автора с реактивными двигателями, питае-
мыми жидким воздухом, обогащенным кислородом или чистым жидким
кислородом в качестве окислителей и углеводородами в качестве горю-
чего, показали удовлетворительную срабатываемость этих топлив.
В качестве горючего применялись: бензины, керосины, бензол, толуол
« их растворы.
13. Жидкий озон
Жидкий озон имеет фиолетовый цвет; обладает резким характерным
запахом, ядовит. Твердый озон'— черного цвета с фиолетовым блеском.
В конце кипения жидкого озона наблюдались сильные взрывы. Во всех
трех агрегатных состояниях озон взрывается при резких изменениях
давления (ударах). При соприкосновении с жидким ацетиленом (Клод)
и с жидким водородом (Шваб), наблюдались взрывы жидкого озона.
При обязательном условии получения жидкого озона в устойчивом
виде этот окислитель может найти применение, благодаря максималь-
ной силе топлив, содержащих его в качестве компонента. По теплопро-
изводителыюсти, а отчасти и по активности реакций окисления горюче-
го озон стоит намного выше прочих окислителей.
В связи с этим определенную ценность представили бы лаборатор-
ные опыты, поставленные с целью исследования некоторых физико-хи-
мических свойств жидкого озона в отношении его стойкости и выработ-
ки нормальных правил обращения с ним.
К весьма существенным недостаткам жидкого озона следует отне-
сти низкую температуру его кипения, весьма высокую температуру горе-
ния, взрывчатость и ядовитость. Все это ставит под сомнение вопрос
о возможности использования жидкого озона.
Следует отметить возможность применения в качестве окислителя
жидкого кислорода, обогащенного жидким озоном, производство кото-
рого несравненно более доступно, чем чистого жидкого озона. Жидкий
озон и кислород смешивается не во всех отношениях и при некоторых
концентрациях дают два несмешивающихся слоя. Температура их пол-
ного смешения равна —158° С. При —183° С озон смешивается лишь
с 30% кислорода (Шваб).
14. Жидкий фтор
Особняком от ранее рассмотренных окислителей стоит фтор — наиболее
активный элемент среди всех известных. Мощные тепловые эффекты
реакций взаимодействия фтора с рядом соединений заставляют обра-
тить на него внимание.
При нормальных условиях температуры и давления фтор находится
в газообразном состоянии. Газообразный фтор в толстых слоях окра-
шен в зеленовато-желтый цвет; обладает раздражающим запахом. При
— i87°C (760 мм Hg) сгущается в желтую подвижную жидкость удель-
ного веса 1,11 *; при —223° С затвердевает в белую массу. Теплота испа-
рения при температуре кипения составляет 75 ккал/кг.
* Лишь в 1952 г. было установлено, что действительный удельный вес жидкого
фтора равен не 1,11, а 1,51 при —187е.
277
Жидкий фтор смешивается с жидким воздухом. При соприкоснове-
нии с ним водород и углеводороды сразу воспламеняются. Ряд металло-
идов, например, уголь, кремний, бор, фосфор, а также металлов сгорают
во фторе с большим тепловыделением. Медь в атмосфере фтора покрыва-
ется защитной пленкой фтористой меди. Пленка из фтористого металла
ослабляет действие фтора на металлы при обыкновенной температуре.
Органические соединения разрушаются фтором с образованием
фтористого водорода и других соединений. Нефтепродукты, спирт, ски-
пидар и т. п. вещества воспламеняются при соприкосновении с ним. Осо-
бенно велико сродство фтора к водороду, с которым он соединяется при
соприкосновении со взрывом даже в темноте, будучи взят в любом
агрегатном состоянии. Так, находясь в твердом состоянии, при соприкос-
новении даже с жидким водородом он образует со взрывом фтористый
водород (фтороводород — HF). При этом выделяется весьма большое
количество теплоты, именно, //и=3000 ккал на кг фтористого водорода,
если учитывать низкую температуру, приняв жидкое состояние компо-
нентов, и полагать продукты реакции газообразными и состоящими
лишь из HF (температура конденсации фтористого водорода 19,5° С;
теплота испарения 361 ккал/кг). Если же взять в качестве исходных
продуктов газообразные фтор и водород, а в качестве продукта горения
жидкий фтористый водород, то отвечающая этому случаю высшая теп
лопроизводительность составит 4750 ккал/кг.
Это топливо, фтор+водород, состоит по весу (при а=1) из 5,0%.
водорода и 95,0% фтора, по объему из 45,5% водорода и 54,5% фтора;
весовое отношение компонентов равно 19, объемное— 1,2; удельный вес
топлива 0,64. Фтороводород — жидкость с /КИП=19,5ОС и /цЛ=—92,3° С,
отличается большей ядовитостью.
Физико-химические свойства фтора, водорода, а также продукта
реакции — фтороводорода затрудняют использование этого топлива.
Низкая температура кипения фтора, его способность разрушать боль-
шинство материалов, самовозгораемость горючих веществ при соприкос-
новении с ним, трудность получения, ядовитость, все это затрудняет -его
применение. В настоящее время, ввиду малой изученности фтора, и его
поведения при взаимодействии с горючим, попыткам использования
этого окислителя необходимо предпослать более глубокое изучение его
физико-химических свойств.
15. Рациональный выбор окислителей
Из жидких при нормальной температуре окислителей весьма большую
ценность представляет азотная кислота. Опа является наиболее‘доступ-
ным и дешевым продуктом химической промышленности среди осталь-
ных рассмотренных окислителей, и это обстоятельство оказывается
решающим в тех случаях, когда вопрос об экономичности реактивного
двигателя является давлеющим.
Концентрированная азотная кислота является достаточно устойчи-
вым соединением с большим удельным весом (1,52) и сохраняет жидкое
состояние в выгодном с нашей точки зрения интервале температур
(от —42° до +86°С). Температура, развивающаяся при горении топли-
ва, содержащего в качестве окислителя азотную кислоту, наименьшая,
а газообразование наибольшее по сравнению с прочими окислителями,
исключая лишь гидроперекись.
Азотная кислота как окислитель к доступному горючему например
керосину, может оказать неоцени ’ые услуги и в лабораторных условиях
для проведения многих опытных работ с реактивным двигателем, как
дающая дешевое и сравнительно удобное в обращении топливо, кото-
рым можно располагать в любых количествах.
278
Можно полагать, что для реактивных аппаратов, предназначенных
для движения в границах атмосферы, азотная кислота явится серьез-
ным конкурентом других жидких при нормальной температуре окисли-
телей, и только для аппаратов, посылаемых на большие расстоя-
ния, придется пользоваться более эффективными окислителями с целью
уменьшения веса потребного топлива и, если плотность энергии топлива
позволяет, то и для уменьшения веса конструкции аппарата (баков
и т. п.).
На 18% более теплопроизводительные топлива, чем азотная кисло-
та дают тетранитрометан и азотный тетроксид. Эта разница будет
больше в тех случаях, когда азотная кислота разбавлена водой, что
иногда имеет место. Приготовление азотного тетроксида 99 %-ной
и большей чистоты не представляет затруднений. Разница в теплопроиз-
водитсльностях весьма существенная, благодаря чему приобретает осо-
бый смысл использование тетранитрометана и азотного тетроксида как
окислителей, находящихся при нормальных условиях в жидком состоя-
нии и дающих значительно более эффективные топлива, чем азотная
кислота. Не в пользу тетранитрометана говорит лишь отсутствие его про-
изводства. В этом отношении азотный тетроксид более удобен, так как
производство его вполне освоено техникой.
Таким образом, ни в коем случае не отрицая возможность исполь-
зования тетранитрометана, имеющего свои преимущества (высокий
удельный вес, высокую температуру кипения), следует отметить, что
в настоящее время азотный тетроксид обладает перед ним преимущест-
вом в смысле доступности. К существенным недостаткам азотного тет-
роксида следует отнести сравнительно низкую температуру его кипения
(4-22° С) и ядовитость. Следует отметить особый интерес, который
представляют растворы друг в друге азотной кислоты, азотного тетро-
ксида, пятиокиси азота и тетранитрометана.
По своей теплопроизводительности в топливных смесях концентри-
рованные гидроперекись и хлорная кислота располагаются между азот-
ной кислотой и азотным тетроксидом, однако, не обладают ни их дос-
тупностью, ни какими-либо особыми преимуществами. Ввиду этого
гидроперекись и хлорная кислота могут найти себе практическое приме-
нение лишь в том случае, если в процессе усовершенствования их про-
изводства они окажутся столь же доступными, как и азотная кислота
или азотный тетроксид. В этом случае гидроперекись могла бы свобод-
но конкурировать с азотной кислотой и даже с азотным тетроксидом,
вследствие своих отмеченных выше качеств (наименьшая температура
горения и наибольшее газообразование). Равным образом и хлорная
кислота как наиболее тяжелый окислитель из числа всех выделенных
могла бы успешно конкурировать с прочими окислителями. .
Примером малопригодного для использования окислителя может
служить двуокись хлора. Взрывчатость, весьма высокая температура
горения при скромной теплопроизводительности и некоторые другие
указанные ранее свойства двуокиси хлора исключают возможность
ее использования, по крайней мерс как самостоятельного окислителя
Как выше было отмечено, использование закиси азота не может
быть чем-либо оправдано. Что касается моноокиси азота, то, как ранее
уже указывалось, она тоже не имеет перспектив для своего использова-
ния. Будучи сжиженным газом с весьма низкой температурой кипения,
жидкая моноокись азота по теплопроизводительности существенно
не отличается от жидкого при нормальной температуре азотного тетрок-
сида, не имея при этом каких-либо особых преимуществ. Обладая недо-
статком жидкого кислорода — низкой температурой кипения, моноокись
азота не имеет его преимущества — высокой теплопроизводительности
и дешевизны. Таким образом, наличие азотного тетроксида и жидкого
кислорода исключает надобность в моноокиси азота.
279
Переходя теперь к жидкому кислороду и озону, следует иметь в ви-
ду, что, согласно табл. 4, эти окислители в смеси с горючим дают наибо-
лее теплопроизводительпые топлива. Это может заставить воспользо-
ваться ими, несмотря на технические неудобства в обращении со сжи-
женными газами.
Использованию жидкого кислорода особенно способствует его отно-
сительная доступность и дешевизна. Весьма вероятно употребление
со временем и жидкого кислорода, обогащенного озоном, с переходом
впоследствии на чистый жидкий озон. Понятно, что употребление столь
высококачественных окислителей должно оправдываться условиями
их применений. Так, в дальнейшем мы увидим, что круг возможных
применений жидкого кислорода в сильной мерс сужается небольшим
удельным весом этого окислителя.
Глава III. ЖИДКИЕ ГОРЮЧИЕ
1. Общий обзор
Из горючих, дающих при сгорании исключительно газообразные про-
дукты, особого внимания заслуживают углеводороды и чистый водород.
Для определения относительной топливной ценности двух смесей, из ко-
торых одна содержит в качестве горючего углерод, а другая — жидкий
водород, составлена табл. 10 в предположении, что в качестве окислите-
ля к этим горючим взят жидкий кислород.
Согласно этой таблице при расчете на единицу веса смеси теплота
горения, а также объем продуктов горения у водорода значительно боль-
ше, чем у углерода. Температура же горения водорода (без учета диссо-
циации) на 2500° С меньше, чем углерода. Это дает основание заклю-
чить, что ценность водорода, как горючего, с этой точки зрения значи-
тельно выше, чем углерода. По этой же причине из углеводородов для
каждого данного их ряда предпочтение следовало бы отдавать тем,
у которых содержание водорода относительно углерода наибольшее.
Однако распространять это положение на углеводороды различных
рядов нельзя.
Таблица 10
Горючее Удель- ный вес горю- чего Удель- ный вес смеси ни, к кал/к г ккал/л Vu, л/кг VUd- л/л /?, кгм/кгтрал /, °C ръ КГ/КГ/С (Г, =0,5) ₽п. кг/л/с (т4“0,5) и. М/с
Углерод (графит) 2,25 1,30 2090 1 2720 509 662 19,3 6270 302 344 2950
Водород 0,07 0,42 3030 1270 1240 521 47,0 3830 363 235 3560
В табл. 11 и 12 охарактеризованы некоторые наиболее интересные
в топливном отношении жидкие углеводороды, а также жидкий водород.
Кроме того, приведены некоторые кислородсодержащие углеводороды t
(спирты, эфир и др.). Погоны нефти и смол буроугольной и камепно-*
угольной представлены в этих таблицах углеводородами парафинового
ряда, нафтенами (ряды циклопентана и циклогексана), ароматическими
углеводородами и непредельными ряда этилена (олефины). В предпо-
следних столбцах табл. 11 и 12 приведены теплоты сгорания горючих
в жидком состоянии при постоянном давлении, отнесенные к 18—20° С
и 1 атм, с учетом водяных паров, конденсирующихся в жидкость.
Последний столбец содержит низкую теплопроизводительность еди-
ницы веса топливной смеси жидкого горючего с жидким кислородом.
Табл. 11 и 12 составлены по данным справочника физ.-хим.-техно-
280
№ по пор. Горючее Эмпирическая формула Состав, % Молеку- лярный вес
С Н О
1 Мотан СН4 75,0 25,0 — 16,03
2 Пентан С.-,Н12 83,3 16,7 — 72,09 '
3 Октан С81118 84,2 15,8 — 114,14
4 Декап С|0Н>2 84,5 15,5 — 142,17
5 Эйкозан С'20Н42 85,1 14,9 — 282,32
6 Этилен С2Н4 85,7 14,3 — 28,03
7 р Амилен С5Н10 85,7 14,3 — 70,08
8 Диамилен £10^20 85,7 14,3 — 140,15
9 Циклопептап сБн10 85,7 14,3 — 70,08
10 1,2,4-триметил- циклопентан С8Н16 85,7 14,3 — 112,12
11 Циклогексан С6н12 85,7 14,3 — 84,09
Таблица И
Удельный вес в жидком состоянии1 ^пл» °C °C Теплота горения, ккал г-моль ^11) ккал кг
0,415 (-164°) -184 —161,4 210,8 2250
0,631 -131,5 36,2 833,4 2280
0,707 -56,5 124,6 1305 2280
0,747 -32,0 174 1610 2270
0,778 (36,7°) 38 205’5 3183 2280
0,566 (-102°) -169,4 —103,8 332 2400
0,651 -139 36,4 803,4 2350
160 1582 2250
0,734 -93,3 49,5 783,6 2290
0,760 113 1245 2250
0,779 6,5 81,4 939 2290
Таблица 12
Состав, %
№
по пор.
Горючее
Эмпирическая
формула
12 Бензол С6н6 92,3 7,7 —
13 Толуол С7Н8 91,3 8,7 —
14 пг-Ксилол CeHio 90,6 9,4 —
15 Нафталин ClgHg 93,8 6,2 —
16 Ацетилен с2н2 92,3 7,7 —
17 Водород Н2 — 100 —
18 Спирт метило- вый СН4О 37,5 12,5 50,0
19 Спирт этиловый С2Н6О 52,2 13,0 34,8
20 Эфир диэтило- вый С4Н10О 64,9 13,5 21,6
21 Скипидар Clgllie 88,2 11,8 —
22 Формальдегид СН2О 40,0 6,7 53,3
Указанные удельные веса относятся к 20°С. В иных случаях температура,
Молеку- лярный вес Удельный вес в жидком состоянии1 ^ПЛ» °C *кип» °C Теплота горения, ккал г-моль ккал кг
78,05 0,878 5,5 79,6 783,4 2300
92,06 0,866 -95,1 110,5 936 2280
106,08 0,865 -53,6 139,0 1090 2280
128,06 1,145тв 80,1 217,9 1232 2260
26,01 0,613 (-80°) -81,8 —83,6 312,0 2750
2,02 0,071 (-252,7°) -257,4 -252,7 57,84 3030
32,03 0,792 -97,8 64,5 170,9 1825
46,05 0,789 -117,3 78,5 328 2030
74,08 0,714 -116,3 34,5 651,7 2190
136,1 0,86 — 150 1470 2300
30,01 0,815 (-20°) -92 -21 134 1940
при которой определен удельный вес, приведена в скобках.
Таблица 13
№ по нор. Состав топлива и продуктов горения Состав продуктов горения по весу в %
СОа Н2О
1 СН4+2О2—>СО2+2Н2О 55,0 45,0
2 C5I112+8О2—>-5СО2+6112О 67,0 33,0
3 С8Н184- 12,5О2—>8СО2+9Н2О 68,5 31,5
4 СмН22+ 15,5О2-^ЮСО2+1Ш2О 69,0 31,0
5 С20И42 + 30,5О2—>-20СО2+21Н2О 70,0 30,0
6 С2Н4+ЗО2—>2СО2+2Н2О 71,0 29,0
7 С5Н ю+7,5О2—>5СО2+5Н2О 71,0 29,0
8 CioH2q+ 15О2—>-10СО2+ ЮН2О 71,0 29,0
9 С6Нб+7,50г—>6СО2+3112О 83,0 17,0
10 С7118+9О2—»-7СО2+4Н2О 81,0 19,0
11 СвНю+ Ю,5О2—*8СО2+5Н2О 79,7 20,3
12 С юНв +12О2—>-10СО2+4Н2О 86,0 14,0
13 С2112+2,5О2—>2СО2+Н2О 83,0 17,0
14 2Н2+О2—>2Н2О — 100
15 С2Н„О+ЗО2—2СО2+ЗН2О 62,0 38,0
16 С4Н10О+6О2—*4СО2+5Н2О 66,2 33,8
17 СюН164-14О2—»10СО2+8Н2О 75,4 24,6
18 СН2О+О2—*-СО2+Н2О 71,0 24,6
Таблица 14
Наименование горючего 4кр t °C кр, Аср» атм
Водород 0,071 (-252,7) 0,031 -239,9 12,8
Метай 0,415 (-164) 0,162 -82,5 45,8
Этилен 0,566 (—102) 0,22 9,7 50,9*
Ацетилен 0,613 (—80) 0,231 36 62
п-Пентан 0,631 (20) 0,232 197,2 33,0
я-Октан 0,704 (20) 0,231 296 24,6
Этил, алкоголь 0,789 (20) 0,275 243,1 63,1
Бензол 0,878 (20) 0,3)4 288,5 47,7
Толуол 0,866 (20) 0,292 320,6 41,6
283
логических величин Технической энциклопедии, издания «Советская
энциклопедия», 1927—1933 гг.
Табл. 13, 14, 15, 16 составлены аналогично табл. 3, 4, 5 и 6, характе-
ризующим окислители. При этом также рассматривается идеальный
случай полного сгорания при стехиометрически правильном соотноше-
нии реагирующих компонентов, т. е. когда коэффициент избытка окис-
лителя а=1.
Все отмеченные углеводороды, за исключением ацетилена, облада-
ют примерно одинаковой теплопроизводительностью, и с этой точки зре-
ния являются равноценными для применения в реактивном двигателе.
Характерным для всех горючих является их малый удельный вес
(см. табл. II и 12). Для выделенных жидких горючих удельный вес
меньше единицы. Указанная в гл. II зависимость удельного веса окисли-
телей от температуры и необходимость учета ее при проектировании
реактивного двигателя относится в равной мере и к горючим, что легко
усмотреть из табл. 14, в которой приведены значения удельных весов
некоторых горючих при температуре, указанной в скобках, и при крити-
ческой температуре. Там же указаны значения критических температур
и давлений. Любопытно, что горючие, дающие наиболее теплопроизводи-
тельные топлива, именно, водород, ацетилен и этилен, при нормальной
температуре находятся в газообразном состоянии. То же имеет место и в
отношении высококалорийных окислителей (кислород, озон).
Характерным для большинства углеводородов является их малое
относительное содержание в смесях с окислителями (табл. 16).
Интересно, что в то время как содержание водорода в смеси по весу
составляет совсем незначительную величину—11,1%, т. е. по весу еп>
идет в 8 раз меньше, чем окислителя, по объему водорода идет в два
раза больше, чем окислителя (кислорода), что объясняется незначи-
тельным удельным весом жидкого водорода *. В этом отношении выде-
ляются кислородсодержащие углеводороды, которых в топливные смеси
по объему обычно идет больше, чем углеводородов. В случае формаль-
дегида в качестве горючего содержание его в смеси по объему даже
превышает содержание окислителя (см. табл. 16).
Проследим по табл. 11, 12, 15 и 16 влияние относительного содер-
жания в горючем углерода и водорода на газообразование, температуру
реакции горения и удельный вес топливной смеси. Первые пять горю-
чих, — представители парафинов, расположены в порядке убывающего
содержания водорода. Легко проследить, что убывание относительного
содержания водорода вызывает уменьшение газообразования и увели-
чение температуры реакции и удельного веса топливной смеси при при-
мерно одинаковой теплопроизводительности смеси.
Сравнивая между собой гомологи этилена (см. табл. 11, № 6—8),
мы видим, что одинаковое содержание в них углерода и водорода дает
одинаковое газообразование для всех представителей этого ряда олефи-
нов. Уменьшающаяся с усложнением молекулы теплопроизводитель-
ность вызывает уменьшение и температуры горения у высших предста-
вителей этого ряда.
Ароматические углеводороды (бензол, толуол и др.) расположены
в таблицах в порядке возрастающего относительного содержания водо-
рода. Увеличение с усложнением молекулы содержания водорода вызы-
вает увеличение газообразования и уменьшение температуры горения
при практически неизменной теплопроизводительности.
Сравнивая между собой парафины, олефины, ароматики и ацети-
лен, нетрудно заметить, что увеличение содержания углерода неизбеж-
* Особенно выделяется комбинация жидких компонентов: закись заота—водород.
Это топливо (N2O+H2) при коэффициенте избытка окислителя а=1 требует водорода
по весу в 23 раза меньше, а по объему лишь в 1,27 раза меньше, чем окислителя.
284
Таблица 15
Горюче e ккал кг ккал л л/кг v> nJ л /г, кгм/кг °C /, °C р, кг/кг/сек (W) л, кг/кг/сек (’1— 0,5) рп, кг/л/сек (4-0,5) и, м/сек (4-0,5)
Метай 2250 1870 838 696 31,6 4100 443 313 285 3070
Пентан 2280 2190 750 720 28,4 4620 445 315 309 3090
Октан 2280 2260 740 732 28,0 468Q 445 315 314 3090
Декан 2270 2290 737 744 27,9 4680 444 314 316 3080
Эйкозан 2280 2320 730 745 27,6 4740 445 315 318 3090
Этилен 2400 2210 723 665 27,4 4900 457 323 310 3160
0-Амилен 2350 2250 723 694 27,4 4830 452 320 313 3140
Диамилен 2250 — 723 — 27,4 4670 443 313 — 3070
Бензол 2300 2410 634 666 24,0 5330 448 316 324 3100
Толуол 2280 2370 650 676 24,6* 5200 445 315 321 3090
/л-Ксилол 2280 2370 660 686 25,0 5130 445 315 321 3090
Нафталин твердый 2260 2550 612 691 23,2 5440 443 313 333 3070
Ацетилен 2750 2560 634 590 24,0 6070 489 345 334 3390
Водород 3030 1270 1240 520 47,0 3820 513 363 235 3560
Спирт этиловый 2030 2010 789 781 29,9 4060 421 296 296 2920
Эфир диэтиловый 2190 2120 758 735 28,7 4420 437 308 304 3020
Скипидар 2300 2410 690 724 26,1 4930 448 316 324 3100
to 00 Ul Формальдегид 1940 1840 723 687 27,4 4250 411 290 283 3050
но вызывает понижение газообразования и увеличение температуры
горения, которая для ацетилена за счет значительной его отрицательной
теплоты образования доходит до 6000° С, что немногим меньше темпе-
ратуры, развивающейся при горении чистого углерода (см. табл. 10).
Таблица 16
Г ojp ю ч е ё Удельный вес жилкой смеси Удельный объем жилкой смеси Количество окислителя в смеси, % Количество горючего в смеси, % Отношение компонентов в смеси
по взеу ПО объему по весу по объему^ весовое объем- ное
Метан 0,83 1,20 80,0 59,5 20,0 40,5 4,00 1,47
Пентан 0,96 1,04 78,0 66,6 22,0 33,4 3,55 2,00
Октан 0,99 1,01 77,8 68,8 22,2 31,2 3,50 2,20
Декан 1,01 0,99 77,7 69,9 22,3 30,1 3,48 2,32
Эйкозан 1,02 0,98 77,6 70,7 22,4 29,3 3,46 2,41
Этилен 0,92 1,09 77,4 63,4 22,6 36,6 3,42 1,73
₽-Амилен 0,96 1,04 77,4 66,5 22,6 33,5 3,42 1,99
Диамилен —> — 77,4 — 22,6 — 3,42 —
Бензол 1,05 0,95 75,5 70,7 24,5 29,3 3,08 2,41
Толуол ’ 1,04 0,96 75,8 70,8 24,2 29,2 3,13 2,42
т-Ксилол 1,04 0,96 76,0 71,0 24,0 29,0 3,16 2,45
Нафталин твердый s- 1,13 0,89 75,0 75,5 *25,0 24,5 3,00 3,08
Ацетилен 0,93 1,07 75,5 62,6 24,5 37,4 3,08 1,67
Водород 0,42 2,36 88,9 33,6 11,1 66,4 8,00 0,51
Спирт этиловый 0,99 1,01 67,6 59,5 32,4 40,5 2,09 1,47
Эфир диэтиловый 0,97 1,03 72,2 62,3 27,8 37,7 2,60 1,65
Скипидар 1,05 0,96 76,7 71,7 23,3 28,3 3,29 2,53
Формальдегид 0,95 1,05 51,6 43,7 48,4 56,3 1,06 0,78
Особенно выгодно выделяется жидкий водород, дающий с жидким
кислородом газообразование 1240 л на кг смеси при температуре горе-
ния лишь 3830° С и теплопроизводительности 3030 ккал на 1 кг смеси.
Исключительно благоприятные термохимические свойства такого топли-
ва вызывают особое внимание к водороду как к горючему. Однако, низ-
кий удельный вес как самого водорода, так и тех топливных смесей,
куда он входит, ограничивает практическое использование жидкого
водорода в качестве горючего. Следует отметить, что теплота, выделяю-
щаяся при горении водорода, наибольшая по сравнению с теплотой
горения в кислороде всех прочих известных горючих, дающих при сгора-
нии газообразные продукты.
2. Жидкий метан
Метан относится к трудно сжижаемым газам; сгущается в прозрачную
жидкость, застывающую при охлаждении до —184° С в кристалличе-
286
скую массу. Из углеводородов метан наиболее богат водородом. В связи
с этим температура его горения в кислороде (4100° С) наименьшая,
а газообразование (838 л) наибольшее. Теплопроизводительность жид-
кого метана та же, что и погонов нефти или смол. Малый удельный вес
жидкого метана обусловливает низкий удельный вес топливной смеси
и уменьшенную против других углеводородов теплопроизводительность
единицы объема топлива. Дороговизна, трудность получения, транспор-
тировки и хранения жидкого метана также не способствуют его приме-
нению.
3. Нефтепродукты
Нефть, как известно, состоит главным образом, из углеводородов пара-
финового ряда, нафтенов, ароматических углеводородов и непредельных
углеводородов (олефины). Согласно табл. 11 и 12 можно заключить,
что теплопроизводительность единицы веса смеси всех этих углеводоро-
дов с окислителем практически одинакова. Таким образом, все пого-
ны различных составов нефтей, и легкие и тяжелые, дают топлива оди-
наковой теплопроизводительности.
К наиболее богатым водородом соединениям относятся члены пара-
финового ряда, состав которых, как известно, выражается общей фор-
мулой СпН2п+2- Легко видеть из этой формулы, что наибольшее относи-
тельное содержание водорода имеют начальные представители ряда,
содержащие наименьшее количество атомов углерода, так что члены
этого ряда в порядке возрастания газообразования и убывания темпера-
туры горения располагаются следующим образом: твердые парафины,
компоненты газойля, керосина, бензина, нефтяного эфира и, наконец,
газообразные парафины (метан, этан и др.). Однако разница в газооб-
разовании и температуре горения для парафинов, нафтенов и олефинов
жидких и твердых при нормальной температуре настолько невелика, что
выгодность применения тех или иных погонов нефти должна решаться
по другим признакам, в том числе по признакам удобства в обращении
и дешевизне. Предпочтение нужно отдать составным частям нефти,
обладающим значительным удельным весом и высокой температурой
кипения при допустимой вязкости. При этом мы пока оставляем в сторо-
не вопрос о влиянии химической структуры горючего па его поведение
в двигателе.
В качестве примера можно указать на керосины, разгоняющиеся
в интервале 150—300° С, с удельным весом 0,80—0,85, и на соляровыг
масла (газойли), разгоняющиеся в интервале 270—310°С с удельным
весом 0,85—0,90. Несколько больший удельный вес топлив, в которые
входят эти нефтепродукты, и их высокая температура кипения делают
этот вкбор обоснованным с учетом того, что компоненты топлива могут
применяться для охлаждения ответственных частей реактивного дви-
гателя.
В подтверждение сделанного выше заключения приведены табл. 18
и 19, содержащие результаты сравнительных расчетов ряда параметров
для бензина, керосинов и солярового масла. Свойства этих горючих
указаны в табл. 17. В качестве окислителя во всех случаях принята
100%-ная азотная кислота. Коэффициенты избытка окислителя и пол-
ноты сгорания приняты равными единице; QB и Qn означают соответст-
венно высшую и низшую теплопроизводительность килограмма горюче-
го; kx и k2 обозначают соответственно весовое и объемное отношение
окислителя и горючего в топливной смеси.
Содержание в горючем воды, механических примесей, минеральных
кислот и щелочей должно быть в пределах допустимого. Присутствие
серы в заметных количествах нежелательно, особенно в тех случаях,
287
когда продукты горения отводятся от двигателя для совершения той или
иной вспомогательной работы, например, для привода агрегатов подачи
топлива, для приведения в действие органов управления реактивного
аппарата и т. п. В этом случае отводимые газы могут частично конден-
сироваться, что, как известно, при наличии продуктов горения серы
поведет к образованию серной кислоты и разъеданию материальной
части.
Таблица 17
Горючее с, % н, % с+н, % Удельный вес (15э С) Q v в «н Условная формула
Бензин Грознефти 85,5 14,5 100 0,740 11270 10500 С7,1зН14,5
Керосин экспортный 85,6 14,4 100 0,794 11140 10360 Ст, fall 14,4
Керосин трактор- ный 85,75 13,50 99,25 0,841 10960 10230 С7,15Н13,50о,05
Соляровое масло 86,8 12,7 99,5 0,880 10810 10140 С7.2зН42,70о,03
Таблица 18
Топливо Содержание окислите- ля, % Содержание горючего, % *2
по весу по объему по весу по объему
Бензин Грознефти и азот- ная кислота 84,4 72,4 15,6 27,6 5,41 2,62
Керосин экспортный и азотная кислота 84,4 73,9 15,6 26,1 5,41 2,83
Керосин тракторный и азотная кислота 84,1 74,5 15,9 25,5 5,29 2,92
Соляровое масло и азот- ная кислота 84,0 75,2 16,0 24,8 5,25 3,03
Таблица 19
Топливо Удельный вес топлива, d VU R °C IU?-r-10-5
Бензин Грознефти и азотная кислота 1,31 1450 1900 800 30,3 3340 1,09
Керосин экспортный и азотная кислота 1,33 1440 1920 800 30,3 3310 1,09
Керосин тракторный и азотная кислота 1,35 1450 1950 794 30,1 3350 1,09
Соляровое масло и азотная кислота 1,36 1450 1970 786 29,8 3370 1,09
При выборе горючего необходимо учитывать явление коксообразо-
вания, свойственное высококипящим фракциям нефти. При испытании
реактивного двигателя на автобензине низкого качества автору неодно-
кратно приходилось наблюдать отложение кокса в ниппелях форсунок
горючего, нагревавшихся от камеры горения двигателя. Это отложение
уменьшало проходное сечение ниппеля, в результате чего уменьшалась
подача горючего, особенно же затруднялся пуск двигателя после его
остановки, если только ниппели форсунок не были прочищены после
предыдущей работы. t
288
В связи с кратковременностью работы мотора, измеряющейся самое
большее несколькими минутами, явление коксообразования ощутитель-
но сказывалось лишь при малых проходных сечениях ниппелей форсу-
нок (диаметр 1,0—1,5 мм). Рациональным подбором горючего нежела-
тельное явление коксообразования можно свести до минимума или вов-
се исключить.
Присутствие в нефтепродуктах ароматиков вызывает повышение
температуры горения и уменьшение газообразования (см. табл. 15).
Теплопроизводительность остается неизменной. Таким образом, наличие
в нефти ароматиков в значительном количестве нежелательно. Содер-
жание в нефтепродуктах нафтенов обусловливает высокий удельный
вес горючего и с этой точки зрения оно желательно.
Следует отметить, что фракция нефти, кипящая в интервале
40—60° С, именуемая нефтяным эфиром, обладает весьма низкой темпе-
ратурой плавления, именно —198° С. Вследствие этого нефтяной эфир
сохраняет жидкое состояние при соприкосновении с жидким кислоро-
дом, превращаясь лишь в вязкую жидкость.
Поскольку компоненты жидкого топлива могут служить и обычно
служат для охлаждения раскаленных частей реактивного двигателя,
особое значение приобретает величина их теплоемкости. Известно, что
теплоемкость различных сортов нефти колеблется от 0,398 до 0,500,
причем, с повышением температуры она несколько возрастает.
Сравнение поверхностного натяжения нефтепродуктов на воздухе
при 20° С показывает, что условия распыливания для легких нефтепро-
дуктов несколько легче, чем для тяжелых. Насколько эта разница отра-
зится на качестве смешения компонентов в камере горения двигателя
и, тем самым, на к. п. д. двигателя, а также на величине потребной рабо-
ты распыливания, лучше всего можно выяснить, проведя соответствую-
щие опыты непосредственно на двигателе.
В некоторых случаях может оказаться полезным вводить в камеру
горения двигателя уже готовую топливную смесь жидких окислителя
и горючего. Эта смесь может заранее приготовляться и храниться в топ-
ливных баках, или же можно смешивать компоненты топлива непосред-
венно перед поступлением их в камеру горения. В зависимости от систе-
мы смесеобразования эти компоненты могут смешиваться в любых про-
порциях. При этом нежелательны, а иногда и недопустимы реакции
взаимодействия между смешиваемыми компонентами до их горения.
В связи с этим оказывается необходимым подобрать такие горючие,
которые не вступали бы во взаимодействие при смешении с окислите-
лем. При смешении высококонцентрированной азотной кислоты с угле-
водородами происходит их энергичное окисление, или нитрация или оба
явления одновременно, сопровождаясь саморазогревом смеси с 15 до
80—120° С. Подробно об этом указывалось в гл. II в разделе, посвя-
щенном азотной кислоте. Характер явлений, сопровождающих смеше-
ние углеводородов с азотным тетроксидом, был указан в той же главе
в разделе, посвященном азотному тетроксиду.
Проведенные автором опыты с весьма чистым азотным тетрокси-
дом, полученным путем разложения нитрата свинца и 'затем перегнан-
ным, показали, что химически чистые бензол и толуол в реакцию
не вступают и осадков не дают при смешении с азотным тетроксидом.
Осадок не появляется и после длительного стояния смеси. Технические
бензол и толуол неизменно давали осадки. Бензин крэкинг сплошь
загрязнялся осадками в момент смешения с азотным тетроксидом. При
этом реакция шла бурно с саморазогревом и обильным выделением
газов и паров. Свободный же от непредельных углеводородов бензин
прямой гонки в реакцию не вступал и никаких осадков не давал. Рас-
творы химически чистых бензола или толуола в бензине прямой гонки
также нс вступали в реакцию при смешении с азотным тетроксидом.
10 1208
289
Керосины прямой гонки, экспортный и для внутреннего рынка,
реагировали с тетроксидом довольно бурно, с нагреванием и с выделе-
нием газов и значительного количества густого смолистого осадка крас-
новато-бурого цвета.
При смешении с соляровым маслом, полученным из нефти, количе-
ство осадков было еще большее, и реакция протекала более энергично,
причем осадки образовывались в значительном количестве в момент
смешения.
Таким образом, нам известны горючие, не вступающие во взаимо-
действие при смешении с азотным тетроксидом и дающие прозрачный
раствор. К таковым относятся: химически чистые бензол, толуол и кси-
лол, бензины прямой гонки, и их растворы друг в друге. Для того, что-
бы можно было отнести к числу этих горючих керосин и газойль, пред-
ставляющих наибольший интерес как горючее, необходимо произвести
их очистку от соединений, дающих осадок при смешении с азотным тет-
роксидом.
Следует отметить, что в то время, как смешение продажного керо-
сина с концентрированной азотной кислотой сопровождается бурной
реакцией с газовыделепием и кипением при саморазогреве от 17
до 85° С, при смешении той же кислоты с очищенным керосином реак-
ция идет весьма слабое медленным саморазогревом от 17 до 30° С.
Дериваты нефти, а также и буроугольной смолы, химически почти
идентичные, нашедшие исключительно широкое применение в качестве
горючих в обычных двигателях внутреннего горения, несомненно заслу-
живают столь же широкого применения и в реактивных двигателях.
Из всех приведенных в табл. 11 и 12 углеводородов жидких при нор-
мальной температуре наибольшего внимания заслуживают именно эти
горючие.
В связи с этим, в качестве горючего для реактивных двигателей
автором испытывались различные нефтепродукты, от легких до тяже-
лых. Во всех случаях двигатель работал вполне устойчиво. Высокая
температура и давление, господствующие в камере горения двигателя,
способствуют удовлетворительному срабатыванию . самых разнообраз-
ных видов горючих.
4. Ароматические углеводороды
Представитель ароматиков — бензол является ядовитой легкоподвиж-
ной, летучей, бесцветной жидкостью, кристаллизующейся при неболь-
шом понижении температуры (/цл. 5,5°С). Бензол нашел применение
в качестве примеси к авиационному бензину и в таком виде испыты-
вался автором в реактивном двигателе.
Также испытывавшийся автором толуол более удобен в использова-
нии, как обладающий более низкой температурой плавления (—95, Г С)
и более высокой температурой кипения. Толуолу и бензолу по теплопро-
изводительности равноценен ксилол, обладающий еще более высокой
температурой кипения. Нафталин, равно как и высшие парафины, нахо-
дясь в твердом состоянии и не отличаясь большей теплопроизводитель-
ностью, не интересен как самостоятельное горючее.
Поведение ароматиков при смешении с окислителями (жидким кис-
лородом, азотным тетроксидом, азотной кислотой и др.) ранее уже ука-
зывалось.
Обладая меньшим относительным содержанием водорода, чем
парафины, нафтены и олефины, рассматриваемые ароматические угле-
водороды (бензол, нафталин и др.), как уже указывалось, развивают
при горении значительно более высокие температуры при уменьшенном
290
газообразовании; по теплопроизводительности же находятся на одном
уровне с ними. Ввиду этого, использование ароматиков представляется
менее рациональным, чем погонов нефти. Учитывая доступность и деше-
визну нефтяных продуктов по сравнению с ароматиками, предпочтение
следует отдать первым.
5. Жидкий ацетилен
Значительные отрицательные теплоты образования ацетилена и этилена
делают эти соединения наиболее теплопроизводительными из всех угле-
водородов. Теплопроизводительность этилена лишь на 5% больше, чем
погонов нефти и смол, вследствие же низкой температуры кипения
(—104°С), небольшого удельного веса (0,57) и сравнительно малой
доступности этилен не представляет для нас интереса. Ацетилен дает
топливо на 17% более теплопроизводительное, чем погоны нефти
и смол, что составляет существенную разницу. Однако серьезным пре-
пятствием к использованию ацетилена является, главным образом,
помимо его взрывчатости еще высокая температура горения (600СРС),
за счет которой при небольшом газообразовании (634 л), ацетилен раз-
вивает большую удельную тягу, а также малый удельный вес ацетилена,
обусловливающий небольшой удельный вес топливной смеси (см. табл.
15 и 16). В дальнейшем мы убедимся, что в силу этих причин реаль-
ность применения жидкого ацетилена крайне сомнительна.
6. Жидкий водород
Жидкий водород является прозрачной бесцветной жидкостью с незна-
чительным поверхностным натяжением; удельный вес при температуре
кипения под атмосферным давлением 0,0709.
Чрезвычайно низкая температура жидкого водорода заставляет
при обращении с ним принимать особые меры. Так, при храпении жид-
кого водорода в открытых сосудах соприкасающийся с ним атмосфер-
ный воздух сжижается и затвердевает, погружаясь как более тяжелый
на дно сосуда. В результате получается весьма опасная взрывчатая
смесь твердого воздуха и жидкого водорода. Во избежание ее образова-
ния необходимо закрыть доступ воздуха к жидкому водороду, чего лег-
ко достичь, например, снабдив бак с жидким водородом достаточно
малым отверстием или же предохранительным выпускным клапаном,
рассчитанным для открытия при определенном давлении в баке для
выхода непрерывно испаряющегося водорода. В этом случае воздух
не может проникнуть в бак, и опасное загрязнение водорода не будет
иметь места.
Малая доступность жидкого водорода и неудобство в обращении
с ним, вызванное крайне низкой температурой его кипения (—253°С),
затрудняют в настоящее время его использование.
Как уже указывалось, водород является наиболее теплопроизводи-
тельным горючим из всех известных их видов, дающих газообразные
продукты горения в кислороде. Жидкий водород как горючее ценен
во многих отношениях. Помимо высокой теплопроизводительности
в смеси с кислородом он развивает минимальную температуру горения
по сравнению со всеми прочими известными горючими. Газообразование
при горении водорода также наибольшее. Однако удельный вес жидко-
го водорода (0,07) весьма мал.
7. Кислородсодержащие углеводороды
Наличие в органических соединениях такого рода атомов кислорода
обычно свидетельствует об их частичном сгорании. В таких случаях
Ю*
291
теплопроизводительность кислородсодержащих соединении меньше, чем
углеводородов. Тем не менее, использование таких соединений может
представить некоторый интерес.
Кислородсодержащие углеводороды отличаются высоким' относи-
тельным содержанием горючего в топливных смесях по объему, состав-
ляющим 40—50% от всего количества смеси (см. табл. 16), а содержа-
ние формальдегида в топливной смеси с кислородом при а=1 доходит
даже до 56,5% по объему. Кроме того, температура горения кислород-
содержащих углеводородов ниже, чем у углеводородов. В этом отноше-
нии следует отметить этиловый спирт, применение которого в реактив-
ных двигателях предлагалось (например, спирт, разбавленный водой
у Г. Оберта).
Следует особо отметить ряд органических соединений, содержащих
кислород и обладающих при этом теплотою образования, весьма мало
отличающейся от нуля, а иногда и отрицательной. Примером могут слу-
жить азотистые соединения, именно, продукты нитрации различных
органических соединений. Эти нитропродукты можно рассматривать как
горючее, уже содержащее в себе некоторое количество свободного окис-
лителя, способного к горению. Так, например, нитробензол содержит
в себе 26,0% по весу кислорода, а динитрофенол — 43,5%.
Высоконитрованные продукты содержат в себе столь большое коли-
чество кислорода, что они сами по себе являются взрывчатыми. Исполь-
зование таких соединений в качестве горючих недопустимо, по крайней
мере в чистом виде. В чистом виде могут употребляться такие стойкие
соединения, как например, нитробензол, нитротолуол и т. п., находящие-
ся к тому же при нормальной температуре в жидком состоянии. Высо-
конитрованные продукты, будучи взрывчатыми сами по себе, при нор-
мальной температуре находятся, как правило, в твердом состоянии.
Поэтому применяться они могут лишь в виде растворов безопасной кон-
центрации в горючем, или в окислителе, например, в азотной кислоте
или азотном тетроксиде.
Смысл применения в качестве горючего этих соединений заключает-
ся в том, что содержание в них части кислорода, потребного для горе-
ния, облегчает задачу смешения горючего с окислителем для получения
достаточно совершенного их сгорания в камере горения реактивного
двигателя. При употреблении этих кислородсодержащих горючих, окис-
лителя, как отдельного компонента топлива, идет меньше по весу
и по объему.
• В табл. 20 охарактеризованы некоторые из питросоединений. Тепло-
ты образования вычислялись по теплотам горения Q. Теплота образова-
ния q любого соединения типа Crt|Hrt2N/230n4 вычисляется по формуле
</= (94,38л 1+34,19^2—Q) ккал (18°С), с учетом, что продукты горения
состоят из Н2О, СОг и N2.
Табл. 21 составлена в предположении, что окислителем ко всем ука-
занным горючим служит азотная кислота. Согласно этой таблице тепло-
производительность рассматриваемых нитросоединений практически
та же, что и в случае керосина. Весовое же отношение компонентов
более выгодно, чем при керосине.
Согласно опытам, приведенные продукты нитрации весьма плохо
растворяются в бензине и керосине. Нитробензол, нитротолуол, тринит-
ротолуол (тротил) и многие другие нитроароматики растворяются
в концентрированной азотной кислоте.
Раствор динитробензола в концентрированной азотной кислоте
в количестве 40% по весу применялся в военной технике в качестве
мощного взрывчатого вещества и известен под названием «гельгофит».
Растворы динитробензола или ему подобных соединений в азотной кис-
лоте или в азотном тетроксиде в безопасной концентрации могут пред-
292
ставить практический интерес как обеспечивающие лучшее сгорание
топлива при смешении этого раствора с недостающим количеством ком-
понента в двигателе.
Таблица 20
№ по пор. Название Эмпири- ческая формула Состав в % по весу Моло- ку. яв- ный вес Удель- ный вес °C ^кин, °C Теплота образо- вания, г-моль
С Н О N
1 Нитробензол CeH5NO2 58,5 4,1 26,0 11,4 123,0 1,207 5,7 210,9 -1,8
2 Динитробензол CgH4N2O4 42,8 2,4 38; 1 16,7 168,0 1,575 89,7 302 1,6
3 Тринитробензол CeH3N3O6 33,9 1,4 45,0 19,7 213,0 1,688 124 разл. 4,8
4 Нитротолуол C7H7NO2 61,3 5,1 23,4 10,2 137,1 1,168 -10,6 222,3 4,0
5 Динитротолуол C7HeN2O4 46,1 3,3 35,2 15,4 182,1 1,521 69,6 300 9,8
6 Тринитротолуол C7H5N3O6 37,0 2,2 42,3 18,5 227,1 1,654 80,7 240 взр. 1,6
7 8 Нитронафталин Динитронафта- лин CioH?N02 CicHcN’jO, 69,4 55,0 4,0 2,7 18,5 29,4 8,1 12,9 173,1 218,1 1,331 58,8 138- 155 304- -6,5 -5,7
9 Динитрофенол C6H4N2O5 39,1 2,2 43,5 15,2 184,0 1,683 111,6 56,0
10 Нитроанизол C7H7NO3 54,9 4,6 31,4 9,1 153,1 1,268 9,4 277
Таблица 21
№ по пор. Горючее Состав топлива и продуктов горения ккал/кг Количество окислителя в смеси, % вес. Количество горючего в смеси, % вес. Весовое отношение компонен- тов
1 Керосин C7.t3HI4.4+8,6HNO3—* 7,13СО2Н1,5Н2О+ +4,3N2 1440 84,4 15.6 5,41
2 Толуол C7H8+7,2HNO3—> 7CO2t7,6H2+3,6N2 1460 83,1 16,9 4,92
3 Нитробензол C6HsNO2+5HNO3—> 6С0|г+5Н2О+ЗЫ2 1470 71,9 28,1 2,56
4 Динитробензол CeII4N2O4+4HNO3—>- 6CQ2+4H2O+3N2 1490 60,0 40,0 1,30
5 Тринитробензол C6H3N3O6+3IINO3—* бСОг+ЗНгО+ЗЫ, 1510 53,0 47,0 1,13
6 Нитротолуол C7H7NO2+6,2HNO3^ 7CO2+6,6H2O+3,6Nz 1440 74,0 26,0 2,84
7 Динитротолуол С7Н3МгО4+5,2H NO3—* 7CO2+5,6H2O+3,6N2 1470 64,3 35,7 1,80
8 Тринитротолуол C7H3N30e-r4.2IIN03—>- 7CO2+4,6HjO+3,6N2 1460 53,8 46,2 1,16
9 Нитронафталин CioH7N02+8,6HNO3—* 10COa+7,8H2O+4,8N2 1450 75,8 24,2 3,13
10 Динитронафта- лин CioH3N204+7,6HNO3—>- 10CO2+6,8H2O+4,8N2 1460 68,7 31,3 2,20
Таким образом, процессы смешения и сгорания компонентов могут
быть значительно облегчены путем применения или горючего, содержа-
щего в растворенном состоянии или в виде химического соединения
максимальное допустимое количество окислителя (до появления взрыв-
чатых свойств), или окислителя, содержащего максимальное допусти-
•293
мое количество горючего. Эти компоненты можно рассматривать соот-
ветственно как переобогащенную и переобедненную топливные смеси.
Разумеется, что топливо может состоять из двух таких компонен-
тов, например: нереобедненный раствор нитробензола в азотной кислоте
в качестве окислителя плюс переобогащенный раствор азотной кислоты
в нитробензоле в качестве горючего:
(HNO3+nC6H5NO2) Ь (C6H5NO2 + mHNO3).
Помимо отмеченных выше нитросоединений можно указать еще
на другие продукты нитрации, например, на нитроглицерин, нитроклет-
чатку, пикриновую кислоту, тетранитроанилин (удельный вес 1,867)
и т. п., также могущие быть использованными для образования
невзрывчатых растворов приемлемой концентрации в горючем и окис-
лителе.
Так, например, нитроглицерин при нормальной температуре смеши-
вается во всех отношениях с бензолом, толуолом, ксилолом, нитробен-
золом, нитротолуолом, азотной кислотой (высококонцентрированной).
Растворы нитробензола в азотной кислоте, согласно опытам автора,
могут длительно сохраняться (месяцами) без заметного разложения.
8. Нитробензольпые и иитротолуольиые горючие
Из приведенных в табл. 20 кислородсодержащих горючих в качестве
самостоятельных горючих наибольшего внимания заслуживают нитро-
бензол и нитротолуол, как находящиеся в жидком состоянии при нор-
мальной температуре и по содержанию кислорода еще не являющиеся
взрывчатыми веществами.
Свойства топлив, содержащих в качестве окислителя 100%-ную
азотную кислоту, а в качестве горючих нитробензол и нитротолуол,
представлены в пп. 2 и 3 в табл. 22, 23, 24.
Таблица 22
№ по пор. Состав топлива Состав продуктов горения ио весу, % Удельный вес' горючего1 Содержание примеси в горюч», % вес Содержание окислителя в горюч., % вес
СО» нао хя
1 Ст,!зН 14,4 4*8,6HNO3 49,0 32,2 18,8 0,79 — —
2 C6H5NO2+5HNO3 60,3 20,5 19,2 1,21 — 26,0
3 C7H7NO24-6,2HNO3 58,4 22,5 19,1 1,17 — 23,4
4 (15CeH5NO24-C7H5N3Oe)4- 4-79,2HNO3 60,4 20,3 19,3 1,24 11,0 26,7
5 (7,5СбН5КО2+С7П5\зО6) + 4-41,7HNO3 60,6 20,0 19,4 1,27 19,7 29,2
б (4,5C6H5NO24-C7H5N3O6) 4- + 26,7HNO3 60,8 19,8 19,4 1,29 29,1 30,7
7 (4C7H7NO24-C7H5N3O6) 4- 4-29HNO3 59,2 21,4 19,4 1,28 29,3 29,0
Значения удельных весов определялись опытным путем при 15° С.
Согласно этим таблицам, нитробензол обладает определенными
преимуществами перед нитротолуолом. Нитробензол содержит на 11 %
больше химически связанного кислорода, чем нитротолуол, что должно
способствовать лучшему сгоранию нитробензола. Затем объемное отно-
шение топливных компонентов в смеси в случае нитробензола более
выгодное, чем при нитротолуоле в качестве горючего (2,04 против 2,27).
294
Что касается теплопроизводительности, газообразования, температуры
горения и т. п., то нитробензол и нитротолуол в топливных смесях
с окислителем практически не отличаются друг от друга. В пользу
нитробензола говорит также и то обстоятельство, что он является более
доступным и дешевым продуктом химической промышленности, чем
нитротолуол.
Таблица 23
| *dou on до | Горючее К. ккал/кг "ud- ккал/л л/кг а п Ь. > Эо«ля/кля ‘а Зо Р, кг/кг/с (П~1) кг/кг/с (Г,-0,5) рп. кг/л/с (4-0,5) и. м/сек (>,-0,5)
1 Керосин экспорт- ный 1440 1920 800 1060 30,3 3310 354 250 289 2450
2 I [итробензол 1470 2090 717 1020 27,2 3700 358 253 302 2480
3 Нитротолуол 1460 2070 730 1040 27,6 3620 356 252 300 2470
4 89% нитробензо- ла + 11% тринитро- толуола 1470 2090 714 1010 27,0 3720 358 253 302 2480
5 80,3% нитробен- зола+19,7 % три- нитротолуола 1470 2120 712 1020 27,0 3720 358 253 304 2480
6 70,9% нитробен- зола+29,1 % три- нитротолуола 1480 2130 711 1020 26,9 3740 359 254 304 2490
7 70,7% нитрото- луола+29,3 % три- нитротолуола 1470 2120 724 1040 27,4 3660 358 253 304 2480
Таблица 24
№ по пор. Горючее Удель- ный вес жи дкой смеси Удель- ный объем жидкой смеси Количество окислителя в смеси. % Количество горючего в смеси. % Отношение компонентов в смеси
по весу ио объему по весу по объему весовое объем- ное
1 Керосин экспортный 1,33 0,75 84,4 73,9 15,6 26,1 5,41 2,83
2 Нитробензол 1,42 0,70 71,9 67,1 28,1 32,9 2,56 2,04
3 Нитротолуол 1,42 0,70 74,0 69,4 26,0 30,6 2,84 .2,27
4 89 % нитробензола + + 11% тринитротолуола 1,42 0,70 70,7 66,3 29,3 33,7 2,41 1,97
5 80,3 % нитробензола+ +19,7% тринитротолуола 1,44 0,69 69,6 65,8 30,4 34,2 2,29 1,92
6 70,9% нитробензола + 29,1% тринитротолуола 1,44 0,69 68,3 64,7 31,7 35,3 2,15 1,83
7 70,7% нитротолуола + +29,3% тринитротолуо- ла 1,44 0,69 70,2 66,5 29,8 33,5 2,35 1,98
Согласно табл. 24, удельные веса топливных смесей, содержащих
нитробензол и нитротолуол в качестве горючих, оказываются одинако-
выми (1.42), в то время как удельные веса входящих в топлива горю-
чих различны (см. табл. 22). Объясняется это тем, что хотя удельный
вес нитротолуола меньше, содержится его в топливной смеси меньше,
чем нитробензола. Преобладание же тяжелого окислителя в данном
205
случае компенсирует влияние меньшего удельного веса нитротолуола.
Мы на примере убеждаемся, в том, что важен не удельный вес каждого
компонента в отдельности, а удельный вес их смеси, т. е. топлива
в целом.
Сравнивая между собой топлива, содержащие в качестве горючего
керосин, нитробензол и нитротолуол (см. табл. 22, 23 и 24), можно
заключить о преимуществах питроароматиков также вследствие боль-
шего удельного веса их смеси с окислителем (на 6,8%), помимо отме-
ченного ранее более выгодного объемного соотношения компонентов.
Лишь повышение на 9—12% температуры идеального горения должно
считаться недостатком питроароматиков.
Мононитросоединения известны как весьма устойчивые высококи-
пящие соединения, перегоняющиеся без разложения, характерные свет-
ложслтой окраской и приятным запахом. В воде почти не растворимы.
Чистый нитробензол — бледно-желтая прозрачная жидкость удель-
ного веса 1,21 ’при 15° С, кипящая при 210,9° С, затвердевающая при
5,72° С. Обладает запахом миндаля, ядовит, особенно в виде паров.
К существенным недостаткам нитробензола следует отнести его
высокую температуру плавления, затрудняющую использование этого
горючего в холодное время года. В данном случае оказываются весьма
полезными небольшие прибавки к нитробензолу растворяющихся в нем
родственных ему соединений с целью образования труднозамерзающих
эвтектик. В качестве таких примесей, могут быть использованы нитро-
ароматики, например, динитробензол, тринитротолуол и т. п.
Весьма целесообразным представляется употребление в качестве
горючих жидких растворов высоконитрованных продуктов в нитробен-
золе или нитротолуоле. Введение в качестве примеси высоконитрован-
ных продуктов преследует следующие цели: увеличить содержание
в горючем кислорода, увеличить удельный вес горючего, понизить тем-
пературу плавления горючего.
Увеличение содержания в горючем химически связанного кислоро-
да в допустимых пределах, т. е. до появления взрывчатых свойств, улуч-
шит сгорание горючего в двигателе, позволит сжигать то же количество
топлива в меньшем объеме камеры горения двигателя, иными словами,
позволит увеличить литровую мощность двигателя. Содержание некото-
рого количества кислорода в самом горючем, как видно из табл. 21, тре-
бует меньшего количества окислителя в качестве самостоятельного
компонента, что облегчает задачу удовлетворительного смешения ком-
понентов в камере двигателя.
Что касается увеличения удельного веса горючего, к чему нужно
всемерно стремиться, то в качестве примера можно указать па влияние
примеси тринитротолуола (тротила) с удельным весом 1,65, на удель-
ный вес растворов его с нитробензолом (табл. 25).
Рассмотрим раствор тринитротолуола в нитробензоле, заслуживаю-
щий внимания как горючее. Поставленные автором опыты по раствори-
мости тротила в нитробензоле показали, что при 15° С растворяется
около 30% по весу тротила. Таким образом, указанная концентрация
является максимальной, могущей быть практически использованной.
Примем содержание тротила в нитробензоле равным 29%. Удельный
вес раствора составляет 1,29 при 15° С. Определим содержание химиче-
ски связанного кислорода в растворе рассматриваемой концентрации.
Согласно табл. 20, нитробензол содержит 26,0% кислорода, а тротил —
42,3%. Состав нашего горючего мы можем записать таким образом:
2,44 • 100 +100=2,44 (74,0 + 26,0) + (57,7+42,3),
где в скобках указано содержание в процентах по весу горючей части
и кислорода в каждом компоненте раствора. Множитель 2,44 указывает
295
отношение весов компонентов раствора. Искомое содержание кислорода
2,44*26,0 + 42,3 л опт т п о л 7п *
в растворе составит —— ---——=и,ои/, т- е* би,/%.
г н 2,44’100+ 100
Если мы посмотрим на табл. 20 и проследим за зависимостью
взрывчатых свойств нитропродуктов от содержания кислорода, то уви-
дим, что нитробензол, содержащий 26,0% кислорода, не взрывчат
а динитробензол, содержащий 38,1% кислорода, обладает определенно
выраженными взрывчатыми свойствами. Аналогично нитротолуол
с содержанием 23,4% кислорода не взрывчат, в то время как динитрото-
луол с содержанием 35,2% кислорода взрывчат, хотя и менее, чем дини-
тробензол, более богатый кислородом.
На основании этого можно предположить, что рассматриваемый
раствор 29%-ной концентрации по содержанию кислорода (30,7%) под-
ходит к границе взрывчатости, и дальнейшее повышение концентрации
даже если бы оно оказалось возможным, опасно.
Поставленные автором опыты, о которых будет подробно сказано
во второй части настоящего труда, показали, что раствор 29% тринит-
ротолуола в нитробензоле, будучи помещен в замкнутом объеме,
не взрывается и нс детонирует от капсюля в 2 г гремучей ртути.
В табл. 22, 23 и 24 в п. 6 представлены свойства топлива, состояще-
го из азотной кислоты и рассматриваемого раствора тротила в нитро-
бензоле. Сравнивая это топливо с другим, содержащим чистый нитро-
бензол в качестве горючего (п. 2), а также топливо с керосином (п. 1)
при том же окислителе, мы должны отметить существенные преимуще-
ства топлива с нитробензолом, содержащим в растворенном состоянии
тротил. В этих же таблицах приведены свойства топлив, содержащих
в качестве горючих растворы тротила в нитробензоле различной кон-
центрации, а также раствор тротила в нитротолуоле.
Сравнивая эти топлива между собой, можно заключить, что введе-
ние примеси в том или ином количестве не оказывает заметного влия-
ния на теплопроизводительность, газообразование и температуру иде-
ального горения. С другой стороны, наличие примеси существенно пони-
жает объемное и весовое отношение компонентов топлива за счет
повышения содержания в горючем химически связанного кислорода, что
в совокупности и повышает качества рассматриваемых горючих. Кроме
того, имеет место увеличение, правда, незначительное, удельного веса
топлива за счет тяжелой примеси.
В химической лаборатории РНИИ были определены опытным
путем удельные веса и температуры выделения твердой фазы для
растворов тротила в нитробензоле различной концентрации. Результаты
определений представлены в табл. 25. Таблица 25
% вес. тротила Молекулярное соотно- шение % вес. кисло- рола Удельный вес *ПЛ , °C
CeH5NOs СтН5ИзОв 0°С 5° 10» 15® 20® 30° с начало конец
0 15 0 26,0 1,216 1,213 1,209 1,204 1,199 1,191 5,74 5,74
5,79 15 0,5 26,94 1,235 1,230 1,225 1,220 1,216 1,207 3,21 —
10,95 15 1,0 27,78 1,248 1,244 1,239 1,234 1,230 1,220 1,34 “2,34
15,58 15 1,5 28,54 1,262 1,257 1,252 1,248 1,243 1,234 —0,52 “2,32
19,74 15 2,0 29,21 1,275 1,270 1,265 1,260 1,254 1,247 “1,93 “2,36
23,52 15 2,5 29,83 1,285 1,280 1,276 1,271 1,266 1,257 —2,19 “2,40
26,95 15 3,0 30,39 1,296 1,291 1,286 1,282 1,276 1,267 + 1,4 -2,31
30,09 15 3,5 30,90 1,304 1,299 1,295 1,291 1,286 1,276 +6,25 -2,43
32,98 15 4,0 31,37 1,317 1,310 1,305 1,301 — — — —
297
Рис. 6
К сожалению, понижение темпе-
ратуры плавления нитробензола при
введении в него тротила, недостаточ-
но велико. По этой причине такие рас-
творы не могут употребляться в зим-
нее время. Для этого необходимо
подыскать примеси, которые, не ухуд-
шая качества горючего, достаточно
понизили бы температуру его плав-
ления.
С этой целью может быть исполь-
зована, помимо различных нитроаро-
матиков, также и азотная кислота.
Такие растворы исследовались и дав-
но известны, так как применялись
в качестве взрывчатых смесей, на что уже указывалось.
Введение азотной кислоты, так же как и тротила, повысит содержа-
ние в нитробензоле кислорода, увеличит удельный вес горючего и пони-
зит температуру его плавления. Наличие в растворе азотной кислоты
потребует применения антикоррозионных сплавов для частей конструк-
ции, соприкасающихся с этим раствором. На рис. 6 представлена кри-
вая плавкости бинарной системы азотная кислота — нитробензол.
Зададимся температурой плавления, равной —20° С, чему отвечает
содержание 82% нитробензола. Находим состав горючего:
CeH5NO2-|-0,43HNO3,
откуда содержание кислорода составит 35%. Такой раствор мог бы
употребляться в любое время года. Однако необходимо проверить его
безопасность, так как столь высокое содержание кислорода может спо-
собствовать взрывчатости раствора.
Топливо, состоящее из азотной кислоты и этого горючего
4,57HNO3 + (CeH5NO3+0,43HNO3)
обладает удельным весом 1,42 при Ям=1470 ккал/кг. Состав топлива
по весу: кислоты как отдельного компонента 65,7%, горючего — 34,3%;
по объему: кислоты как отдельного компонента 61,2%, горючего —
38,8%. Весовое отношение компонентов 1,92; объемное отношение —
1,58. В табл. 26 приведены значения удельного веса раствора азотной
кислоты в нитробензоле и температура выделения твердой фазы в зави-
симости от концентрации по определениям химической лаборатории
РНИИ.
С той же целью в нитроароматиках можно растворять азотный тет-
роксид, пятиокись азота и тетранитрометан.
В табл. 23 в третьей графе справа приведены значения реактивной
силы Pi, развиваемой двигателем при сжигании 1 кг топлива в секунду.
При заданном к. п. д. величина Pi зависит лишь от теплопроизводитель-
ности. Поэтому для различных топлив, обладающих одинаковой тепло-
производительностыо, в таблицах получены одинаковые значения удель-
ной реактивной тяги Pi. Однако, это еще не означает, что эти топлива
действительно позволят развить одинаковую тягу при сжигании их
в двигателе в одинаковых количествах. Обычно свойства топлив, опре-
деляющие способность удовлетворительно сгорать в двигателе, влияют
на к. п. д. двигателя.
Вследствие этого, топлива, обладающие одинаковой теплопроизво-
дителыюстыо, как, например, азотная кислота с керосином и азотная
кислота с нитробензольным горючим, будучи сжигаемы в двигателе
в одинаковых количествах в единицу времени, дадут различные тяго-
298
вые усилия, причем большие усилия разовьются в случае горючего, луч-
ше сгорающего, с большим к. п. д.
Таблица 26
% вес. кислоты Молекулярное соотно-- шение Удельный вес /, °C выделения твердой фазы
нитробен- зол азотная кислота -10° С 0° 10° 20° 30° с
6,01 1 0,125 1,241 1,230 1,220 1,212 1,202 — 1,5
8,22 1 0,175 — — — — — -4,9
10,3 1 0,225 — - • — — — —6,5
11,35 1 0,250 1,253 1,244 1,233 1,224 1,214 -8.
20,39 1 0,50 1,273 1,262 1,250 1,241 1,232 — 18,5
27,75 1 0,75 1,293 1,282 1,271 1,260 1,251 -27
33,86 1 1,0 1,311 1,299 1,288 1,277 1,266 -38
56,14 1 2,5 1,380 1,367 1,353 1,341 1,329 —44
71,91 1 5,0 1,458 1,444 1,429 1,417 1,402 -48
9. Фосфор и его растворы
Ввиду высокой температуры плавления фосфора использование послед-
него в качестве горючего для реактивного двигателя возможно лишь
в виде растворов. С этой целью предлагался высококонцентрированный
раствор белого фосфора в сероуглероде. ч
Высшая теплопроизводительность белого фосфора велика. Топливо,
состоящее из жидкого кислорода и белого фосфора, выделяет
2540 ккал/кг. Продуктами горения принята твердая Р2О5 (18°С).
К числу положительных свойств белого фосфора следует отнести
значительный его удельный вес— 1,82 при 2(F С. Температура его плав-
ления равна 44,1°. При 44,5° удельный вес в жидком состоянии равен
1,745. Нормальная /КИп 280° С.
Белый фосфор очень хорошо растворяется в сероуглероде. При со-
держании 85% фосфора этот раствор все еще не теряет легкоподвижно-
сти. Удельный вес сероуглерода составляет 1,263 (20°С). Удельный вес
85%-ного раствора фосфора равен 1,686 (15°С).
Увеличение содержания фосфора увеличивает ощутимо не только
удельный вес, но и температуру плавления раствора. Поэтому хотя воз-
можны жидкие растворы с содержанием фосфора в 95%, практическую
ценность представляют концентрации не свыше 80—85% и то в летнее
время. Зимой употребление растворов фосфора в сероуглероде теряет
смысл, так как для сохранения их жидкого состояния необходимо вво-
дить столь малое количество фосфора, что теплопроизводительность
такого раствора с окислителем будет явно неудовлетворительной. Одна-
ко с помощью присадок можно попытаться снизить температуру плавле-
ния до приемлемых значений.
Удельный вес 75—85%-ного раствора фосфора в сероуглероде
вдвое больше, чем керосина, а теплопроизводительность их смесей
с окислителем, примерно, одинакова. Так, например, топливо, состоящее
из 56,3% жидкого кислорода и 85%-ного раствора фосфора в сероугле-
роде, обладает теплопроизводительностью, равной 2360 ккал/кг, при
предположении, что пятиокись фосфора в твердом состоянии (при нор-
мальной температуре). Низшую теплопроизводительность вычислить
нельзя ввиду отсутствия данных о теплотах плавления Р2Оэ и перехода
299
в газообразное состояние. Удельный вес этого топлива составляет 1,32
(удельный вес горючего 1,69). Содержание горючего — 26% объемных.
В том случае, если в качестве окислителя используется азотная кис-
лота: теплопроизводительность (РаО5 тв) составляет 1680 ккал/кг при
содержании кислоты 67% по вес}’ (69% по объему). Удельный вес топ-
лива составляет 1,57. Как видим, содержание этого горючего в топливе
сравнительно высокое.
Пятиокись фосфора плавится при 563° и при красном калении суб-
лимируется, следовательно, все время своего пребывания в камере горе-
ния и сопле двигателя, этот окисел будет находиться в тазообразном
состоянии.
Применение в качестве горючего раствора белого фосфора в серо-
углероде, обещая большой выигрыш в весе за счет облегчения баков
горючего (вдвое), встречает большие затруднения, связанные со свойст-
вом белого фосфора самовоспламеняться на воздухе. Температура само-
воспламенения его составляет лишь 45° С. Достаточно пролить такой
раствор, чтобы после испарения летучего сероуглерода выделившийся
фосфор самовоспламенился. Кроме того, он ядовит.
Мерой борьбы с летучестью сероуглерода из раствора, а следова-
тельно, и с самовоспламеняемостью раствора, может служить заливка
открытой поверхности раствора какой-либо жидкостью меньшего удель-
ного веса и нерастворимой в растворе, папример, водой. При правиль-
ном использовании этого средства можно до некоторой степени обезопа-
сить хранение фосфорного горючего, перелив его в баки, и использова-
ние в моторной установке. При переливе наполняемый сосуд предвари-
тельно должен быть частично залит защитной жидкостью, излишек
которой всегда можно слить.
Тем не менее, работа с высококонцентрированными растворами
фосфора весьма опасна и неприятна. Попадая на платье, перчатки
и прочие предметы, капли раствора по истечении нескольких минут
воспламеняются. После работы автора с двигателем на таком горючем,
в течение длительного промежутка времени нельзя было очистить бак
и трубопровод от следов фосфора, вызывавших дымление и свечение
< деталей. Промывки водой, керосином, продувки воздухом, при которой
происходило выгорание фосфора, было недостаточно, чтобы совершенно
прекратить дымление. Даже после того, как детали несколько раз про-
жигались пламенем паяльной лампы, наблюдалось небольшое дымление
фосфора. В связи с этим употребление фосфорных растворов допустимо
лишь при условии строгого следования занятого этим персонала специ-
альной инструкции.
Другая модификация фосфора — красный фосфор — не воспламе-
няется на воздухе и не ядовит, поэтому представляют интерес попытки
найти подходящий растворитель для получения высококонцентрирован-
ного раствора красного фосфора.
Теплота горения красного фосфора несколько менее, чем белого,
так как первый образуется из второго с выделением тепла. Однако раз-
ница незначительна и составляет лишь 139 ккал на 1 кг фосфора. Удель-
ный вес красного фосфора больше, чем белого, и равен 2,05—2,3;
/пл=592,5° С.
10. Рациональный выбор горючего
Подводя итог изложенному выше об углеводородах как о горючих, мы
приходим к выводу, что из всех жидких при обычной температуре соеди-
нений наиболее полезными и заслуживающими внимания являются
тяжелые, но не слишком вязкие погоны нефти и буроугольной смолы,
например, керосины, газойли. Вполне пригодны для тех же целей и бен-
зины. Менее желательно употребление ароматиков или других горючих
300
с заметным их содержанием, вследствие более высоких температур, раз-
вивающихся при горении этих углеводородов.
Обращает на себя внимание и скипидар (см. табл. 12 № 21 и табл.
13, 15, 16 № 17). Наиболее активные его сорта (живичный скипидар)
весьма энергично реагируют с рядом азотсодержащих окислителей
(HNO3, N2O4 и др.) с самовоспламенением, что позволяет предположить
хорошую срабатываемость этого горючего в реактивном двигателе.
В отношении прочих своих свойств (Ни, d, f горения и т. п.) скипидар
не отличается от нефтепродуктов типа керосинов.
Следует отметить, что в некоторых случаях может быть полезно
применение в качестве горючего растворов твердых углеводородов
в жидком горючем, например, нафталина в керосине. Таким путем мож-
но повысить удельный вес и температуру кипения без изменения тепло-
производительности топлива.
Вполне реально использование искусственных жидких топлив.
Так, например, тетралин СюН12 — бесцветная, устойчивая на воздухе
жидкость (продукт гидрогенизации нафталина) — обладает большим
удельным весом, именно, 0,971 при 20° С и интересен прочими своими
физико-химическими свойствами: 1а.ч<.—20°С, /кип=207,2°С, /всп=
=78° С. По теплопроизводительности тетралин не отличается от рас-
смотренных нами нефтепродуктов.
Из жидких при нормальной температуре горючих применение могут
найти и кислородсодержащие углеводороды со значительной положи-
тельной теплотой образования, например, этиловый спирт в чистом виде
или в растворе с водой или с углеводородом. Это относится к тем случа-
ям практики, когда желательно понизить температуру горения
в двигателе.
Представляют также интерес кислородсодержащие горючие с теп-
лотой образования, мало отличающейся от нуля, именно, нитробензол
и нитротолуол, как в чистом виде, так и с примесями легко растворяю-
щихся высоконитрованных продуктов, например, динитробензола, три-
нитротолуола, тетранитроанилина и т. п. Возможны также жидкие рас-
творы питроароматиков в бензоле, толуоле и в окислителях.
Теплопроизводительность единицы веса смеси отмеченных горючих
с каким-либо одним окислителем примерно одинакова (табл. 27).
Таблица 27
Окислитель Горючее
Керосин d2 °—0,841 Скипидар с7н8 CeHsNO> C«H,NO,+29% вес. CfHgNsOt
HNO3 1450 1470 1460 1470 1480
C(NO2)4 1700 1720 1710 1690 1700
n2o4 1710 1730 1720 1700 —
О2 2270 2300 2280 2150 —
Растворы белого фосфора в сероуглероде дают вдвое более тяже-
лые горючие, чем углеводороды при одинаковой с ними теплопроизводи-
тельпости и с этой точки зрения представляют несомненный интерес.
Из сжиженных углеводородов, находящихся при нормальной темпе-
ратуре в газообразном состоянии, заслуживает внимания лишь ацети-
лен, дающий топливо на 17% более теплопроизводительное, чем погоны
нефти или смол. Однако, его взрывчатость, чрезвычайно высокая темпе-
ратура горения и малые удельные веса топливных смесей, содержащих
ацетилен в качестве горючего, а также неудобство в обращении, связан-
ное с его физическим состоянием, в значительной мере обесценивают
301
его как горючее, в связи с чем трудно предположить, что ацетилен най-
дет себе применение.
Использование жидкого метана маловероятно, так как не может
быть оправдано.
Глава IV. РАЦИОНАЛЬНЫЙ ВЫБОР ТОПЛИВА
1. Роль плотности топлива
Подойдем критически к рациональности использования ряда рассмот-
ренных выше компонентов топлива. Произведем дополнительно сравни-
тельную оценку некоторых окислителей, а также горючих, именно, водо-
рода, ацетилена, метана, нефтепродуктов и нитробензола, приняв
в качестве окислителя для всех горючих жидкий кислород. При этом
мы будем учитывать влияние удельного веса сравниваемых топлив.
Пусть имеем ракету, вес которой без топлива равен р кг, емкость топливных ба»
ков — v литров, и пусть вес топлива, имеющего плотность di равен <0i кг. Максималь-
ная скорость Vi, которую разовьет ракета, движущаяся в поле тяготения, при отсутст-
вии сопротивления воздуха будет, согласно уравнению Циолковского,
где <р — угол взлета ракеты, g — 9,81 м/с2, j — абсолютное постоянное ускорение ра-
кеты, и\ — скорость истечения Продуктов горения, In — знак натурального логарифма.
Для случая топлива с плотностью d2, будем иметь, считая, что угол взлета и уско-
рения сохраняются неизменными, так же, как и вес р ракеты без топлива, и емкость а
топливных баков,
у2 = Г1 — sin —1 1*2 In (1 -Г —
L j J \ р J
Имея же в виду, что
«1 = 91,5 и-2 = 91,5]А1е2Ни2,
получим для отношения скоростей, приобретаемых одной и той же ракетой в случае
разных топлив:
_______ ! L х \
^2 у f ‘Ч^и2 ' Р /
V1 V . Л , “I \
заменив отношение натуральных логарифмов отношением десятичных логарифмов.
Так как удельные веса взятых для сравнения двух топлив составляют соответ-
ственно
(01 (ОО
di = — и d2 — — ,
V V
то, принимая объем v топливных баков равным единице, найдем окончательно
’ЧеъНи2 *Р /
Отношение полных высот подъема ракеты, как показано в конце настоящего пара-
графа, составляет:
7/2 V2 VL Tie2Hu2
Hl \
302
Полагая т]е2=Леь получаем
С помощью последней формулы можно произвести сравнительную
оценку эксплуатационных качеств двух топлив, учитывая их теплопро-
изводительность и удельный вес. При этом пока принимается, что вес
пустой ракеты и к. п. д. реактивных двигателей не меняются при замене
одного топлива другим.
Предположение о равенстве ускорений ракеты нужно оговорить
особо. В случае более тяжелого топлива (rfi) наивыгодпейшее ускоре-
ние ракеты, которому отвечает максимальная дальность полета, будет
больше, чем при легком топливе (d2), если учитывать влияние сопротив-
ления атмосферы. Таким образом, следовательно
fi • # 1
1 — Sin <Р-
L 1
11 — sin у —
L Ji J
7. c. V2<V[ при прочих равных условиях. Поэтому, предполагая равен-
ство ускорений ракеты, должно помнить, что истинные скорости ракет
будут выгоднее при более тяжелых топливах.
Напомним, что примененная формула Циолковского предусматри-
вает движение ракеты в пустоте. В действительных условиях полета
ракеты вследствие сопротивления воздушной среды выгода применения
более тяжелых топлив окажется особо ощутимой. Действительно, попе-
речная нагрузка ракеты возрастает при использовании более тяжелого
топлива. Полагая площадь миделевого сечения ракеты равной S, полу-
чим выражение для поперечной нагрузки при тяжелом топливе
1 $
__ (00 —t* Р
и при легком топливе П2-—
Отношение поперечных нагрузок
^- + 1
П1 — р
р
Чем больше вес со топлива сравнительно с весом р пустой ракеты,
тем существеннее оказывается увеличение поперечной нагрузки при
замене легкого топлива тяжелым. В том случае, когда весом ракеты
можно пренебречь по сравнению с весом топлива, изменение поперечной
нагрузки равно отношению удельных весов топлив.
Используя полученные выше аналитические соотношения, проведем
сравнение эффективности различных окислителей, взяв в качестве эта-
лона жидкий кислород, который наиболее часто рекомендуется в сочи-
нениях по ракетному делу и в различных проектах.
Сравним два топлива, из которых одно пусть состоит из кислорода и толуола,
а другое из азотного тетроксида и толуола. Удельные веса их суть соответственно 1,01
и 1,31, а теплопроизводительности соответственно 2280 ккал/кг и 1720 ккал/кг. Напи-
шем выражение для отношения конечных скоростей, приобретаемых одной и той же
ракетой при применении одного и другого топлива:
303
Получаем условие целесообразности применения кислородного топлива:
/ 1,31\ > 0,865-
tg 1 + —
\ р}
Это неравенство соблюдается при р<0,65, т. е. при отношении веса кислородного
топлива к весу остальной части ракеты
1,04
Р
При заполнении баков этой же ракеты
1.31 1,31
ставит ----= —=2,0.
р 0,6о
Таким образом, применение кислорода
со
— больших двух единиц.
Р
Определим численно то преимущество в скорости, которое приобретает ракета
в случае применения кислорода при больших весовых отношениях,
со £
При —=0 для азоттетроксидного топлива, что для ближайшего будущего
" И,
является мало реальным случаем, отношение — =1,04, т. е. кислородная ракета будет
м
иметь скорость на 4% большую, чем та же ракета с азотным тетроксидом.
Hj 5+1
В этом случае отношение поперечных нагрузок составит о Q = 1,21»
П-2 о, У/ + 1
и, следовательно, относительная работа, затрачиваемая на преодоление сопротивления
1,21 — 1,00
воздуха на ------------102 » 17%
больше в случае кислородного топлива. Благодаря этому действительный эффект от
применения кислорода будет еще меньше.
В табл. 28 приведены значения ~^~при разных ~
со-102 1 П1
им значения ---------%, а также отношения —.
со + р Пг
1,04
СО
азоттетроксидным топливом отношение — со-
может дать преимущество лишь при значениях
и отвечающие
Таблица 28
<?«+с7нв N$O4-FC7 Н$ ^0, KN,O. nN,Ot UO.
°'1 р 1 е s 1 ъ <«>1 Р <oJU0L% О>1+р
0,233 19 0,300 23 Q,94 1,05
0,397 28 0,500 33 0,96 1,07
0,794 44 1,00 55 0,98 1,12
1,59 61 2,00 67 1,00 1,16
3,97 80 5,00 83 1,04 1,21
7,94 89 10,0 91 1,05 1,23
Недостатки кислорода разительнее выявляются при сравнении его
с тетранитрометаном CN4O8, имеющим больший удельный вес, чем
азотный тетроксид, и одинаковую с ним теплопроизводительность. При-
нимая в качестве горючего в обоих случаях толуол, получаем:
У. 1 /2280 g(1+ Р I = J 16 lg(1+ Р )
П * ™ ц(1 + ь«) ' ,г(1 + Ь£)'
\ р / \ р 1
304
По этой формуле составлена табл. 29, на основании которой можно
заключить, что тетранитрометан обладает перед кислородом преимуще-
ством на всем интервале реальных отношений со/р.
Таблица 29
C(NO2)4+C7He V, V1 п, п.
Р ^121% св«+р р 2^%
0,50 33 0,71 41 0,88 1,14
1,00 50 1,41 58 0,91 1,20
5,00 83 7,07 88 0,99 1,34
10,0 91 14,1 93 1,02 1,37
15,0 94 21,2 95 1,04 1,39
Полученный результат объясняется опять-таки сравнительно
небольшим удельным весом жидкого кислорода. Удельный вес жидкого
кислорода наименьший среди всех прочих отмеченных пами ранее окис-
лителей. Чтобы уменьшить утечку кислорода от испарения, в некото-
рых случаях может потребоваться теплоизоляция кислородных баков,
утяжеляющая ракету.
Примесь озона должна повысить плотность жидкого кислорода
и с этой точки зрения она весьма желательна. При этом возрастет так-
же и скорость истечения продуктов горения (см. табл. 4).
Применение жидкого кислорода в чистом виде при значениях отно-
шения —, не превышающих 5 единиц, по-видимому себя мало оправда-
Р
ет, так как азотный тетроксид и подобные ему тяжелые окислители
(например, раствор азотной кислоты в азотном тетроксиде) являются
технически доступными продуктами.
Если еще учесть высокую температуру, 'развивающуюся в камере
горения двигателя при употреблении кислорода, и трудности связанные
с транспортировкой, хранением и употреблением сжиженных газов,
то во многих случаях преимущества окажутся на стороне азотного тет-
роксида и ему подобных тяжелых и высококипящих окислителей.
Таблица 30
Оз+С7Нв С (НОа)<+С711з V, Vt П, п,
Р <оа+р Р (01 + р
0,25 20 0,294 23 1,11 1,03
1,00 50 1,18 54 1,14 1,09
2,50 71 2,94 75 1,1? 1,12
5,00 83 5,88 85 1,20 1,15
В табл. 30 приведены результаты аналогичных вычислений, прове-
денных для двух топлив, из которых одно состоит из жидкого озона
и толуола, другое из тетранитрометана и того же горючего. Для удель-
ного веса жидкого озона принято максимальное значение (1,42), отве-
чающее отсутствию кипения.
Как видно из таблицы, с озоном дело обстоит вполне благополучно
в отношении удельного веса образуемых им топлив.
В связи с этим приобретает особое значение использование окисли-
телей и горючих с наибольшим удельным весом, таких как например,
305
азотная кислота, азотный тетроксид, питросоединения, высококонцент-
рированные растворы фосфора и т. п. В этом отношении представляет
особый интерес тетранитрометан. Так, полагая весовое отношение топ-
лива и ракеты для азоттетроксидпого топлива (с толуолом) равным
единице, получим: в пустоте конечная скорость ракеты на 8%, а даль-
ность, следовательно, примерно на 17% больше, что представляет боль-
шой практический интерес. При большем весовом отношении
— = 5, /,=0,262, _Е2_=105
Р Р Vi
Мы видим, что с увеличением отношения веса топлива к весу раке-
ты роль удельного веса топлива сказывается в меньшей степени.
Произведем последовательно сравнение топлива, содержащего
в качестве окислителя азотную кислоту с двумя другими, содержащими
в качестве окислителя азотный тетроксид и жидкий кислород, при оди-
наковом во всех случаях горючем — толуоле.
Результаты расчетов приведены в табл. 31.
Таблица 31 Таблица 32
1,31 1,35 УЛ П, 1,04 1,35 Ул ni

р р V1 п2 р р Vi Па
0,10 0,10 1,04 1,00 0,10 0,13 0,97 1,03
0,30 0,31 1,04 1,01 0,30 0,39 1,00 1,07
1,00 1,03 1,06 1,01 0,50 0,65 1,01 1,10
3,00 3,07 1,07 1,02 1,00 1,30 1,04 1,15
— - 3,00 3,90 1,09 1,22
Полученные результаты позволяют заключить, что азотный тетрок-
сид обладает преимуществами перед азотной кислотой, начиная
с малых отношений—. С увеличением отношения — преимущество так-
Р Р
же возрастает.
Сравнивая топлива, содержащие кислород и азотную кислоту
в качестве окислителя, получаем данные, приведенные в табл. 32.
Оказывается, что при малых значениях, именно меньших едини-
цы, преимущества жидкого кислорода перед азотной кислотой мало
ощущаются.
Раствор азотного тетроксида в азотной кислоте может быть с успе-
Таблица 33
1.04 1,41 Ул ”1

р р У1 пг
0,30 0,41 0,92 1,08
1,00 1,36 0,97 1,18
2,00 2,71 1,00 1,24
3,00 4,06 1,02 1,26
Оценивая влияние удельного
хом использован в качестве топ-
ливного компонента. Удельный
вес топлива, состоящего из этого
окислителя и толуола, составляет
1,41; теплопроизводительность
1590 ккал/кг. Сравнивая это топ-
ливо с другим, содержащим жидкий
кислород, получаем табл. 33.
Это позволяет повторить сделанное
ранее заключение об ограниченной
применимости жидкого кислорода,
веса топлива на его эксплуатацион-
ные качества, интересно учесть изменение удельного веса компонентов
топлива с температурой окружающей среды. Ранее уже указывалось,
что удельный вес топлива зимой больше, чем летом, в связи с чем
зимой ракеты должны лететь дальше, чем летом.
Рассмотрим топливо, состоящее из азотной кислоты и керосина,
при температуре +20° С и —2СРС. Удельные веса азотной кислоты
306
97,5%-ной концентрации при этих температурах составляют: rf4'20=
= 1,565 и rf2°= 1,502; для экспортного керосина состава 85,6%С
и 14,4%Н при тех же температурах: </4~20 =0,831 и^20 =0,804. Рассмат-
риваемое топливо: 8,6Н1^Оз+С7,1зН14,4->7,13СО2+11,5H2O+4,3N2,
содержит по весу 84,4% кислоты и 15,6% керосина. Вычислив, найдем,
что при +20°С это топливо состоит по объему из 74,4% кислоты и
25,6% керосина, чему отвечает удельный вес топлива =1,32. При
—20°С это топливо состоит по объему из 74,2% кислоты и 25,8% ке-
росина, чему отвечает удельный вес топлива d~^= 1,37.
Теплопроизводительность холодного топлива будет меньше на вели-
чину 0,5-40=20 ккал/кг, где 0,5 — средняя теплоемкость единицы веса
топлива, 40 — разность температур.
Возьмем отношение
и составим таблицу 34.
Таким образом, зимой, вследствие уплотнения топлива, его больше
помещается в том же объеме, чем Таблица 34
летом. В результате, наибольшая
скорость, а следовательно и даль-
ность полета ракет зимой оказыва-
ется немного больше, чем летом,
что заслуживает внимания. Некото-
рое увеличение поперечной нагруз-
ки также будет способствовать
развитию больших скоростей.
Эффект температурного влия-
ния может быть столь существен-
ным, что можно поставить вопрос о
1.37 1,32 У* п2

р р П,
0,100 0,096 1,03 1,00
0,30 0,29 1,02 1,01
1,00 0,96 1,02 1,02
3,0 2,9 1,01 1,03
целесообразности заливки баков
ракеты предварительно сильно охлажденным жидким топливом.
Так, например, толуол может быть охлажден до —95° С, азотная кислота до —40° С
Скорость вертикально взлетающей ракеты в момент израсходования всего запаса
топлива выражается в общем виде следующим образом, если принять полет происхо-
дящим в пустоте,
(со \
1 -г—
Р )
(1)
где g=9,81 м/с2, t — время работы двигателя.
В предыдущих выкладках мы принимали избыточное ускорение взлета ракеты,
т. е. ускорение относительно земной поверхности, постоянным /H36c=const.
В этом случае t = ~—
/изб
и V = и In ( 1 г — 1-“^ V,
\ Р / /изб
откуда получаем
1 / W \
1- — И1П 1 -|-— , (2)
/о J \ Р J
полагая /о _ Лзб ~ Д'•
Когда ускорение взлета постоянное, отношение времен полета равно отношению
скоростей ракеты, и потеря скорости вследствие тормозящего действия силы земного
. К
притяжения составляет gt единиц, или часть скорости, равную —, согласно форму-
Л
лам (1) и (2). 3
307
Так как масса ракеты в полете все время меняется вследствие расходования топ-
лива, то, для того, чтобы ускорение ракеты оставалось постоянным, необходимо, чтобы
тяга реактивного двигателя изменялась в соответствии с изменением массы ракеты.
Устройство двигателей с переменной тягой, изменение которой было бы подчинено опре-
деленному закону, вводит усложнения как в конструкцию самого двигателя, так и пита-
ющих его механизмов. По этой причине в настоящее время распространение получили
лишь ракеты с двигателями постоянной тяги, т. е. с неизменным расходом топлива
Естественно, что такого рода ракеты движутся с переменным ускорением. Если в мо-
<о 4- р
мент старта полная масса ракеты составляла-------» а ускорение равно /Изб — Л)—
то тяга
р = у (<> + />).
В любой момент времени t, которому отвечает содержание в ракете весовых
единиц топлива, имеем:
р=А(М/+/,).
g
Так как P»const, то из полученных двух равенств находим, что
Jt _(<* + /?)
Л + Р)
Когда все топливо израсходовано (со^=0)
Jmax = Jo (1+ у). (3)
Когда тяга Р двигателя постоянна, расход Gs топлива также постоянен и время
работы мотора или, иными словами, время полета .ракеты до приобретения максималь-
ной скорости на траектории, составляет:
Так как
и
го
*==9,33^
(ш + р) /о
U
\ to /
где и — скорость истечения.
С помощью формул (4) находим отношение времен полетов ракеты с рядим ми
топливами при работающем двигателе:
A = ^L-|/7S Ll+1/. (5)
h d2 V Hu2 f + Л
\ P /
При постоянной тяге потеря скорости ракеты под действием силы тяготения, со-
g и
гласно формулам (1) и (4), составляет £/ = ~ "
Уо (1+—
\ to у
единиц.
Потеря скорости в частях единицы составит
gt ___________g______
(to \ / D \ f to \
1+ —) Л11 + — In 1+ 1
PJ \ \ PJ
308
При производившихся сравнениях различных топлив с помощью отношения макси*
^2
мальных скоростей ракеты — мы определяли относительную ценность топлив. В этом
У1
случае нет надобности оперировать с дальностями полета, так как при постоянном
ускорении взлета квадрат отношения скоростей равен отношению высот вертикального
подъема ракеты (для пустоты). Действительно, в этом случае полная высота подъема
ракеты
Я- 7изб/2 -1-^ [1 I g 1
2 2^ 2g [ /изб J
,V2.v
“ Hi (у! ) ’
при одинаковых ускорениях.
Иначе обстоит дело при постоянной тяге. Для того, чтобы сравнить эффектив-
ность различных топлив при использовании их в ракете с постоянной тягой, необходи-
мо взять отношение высот вертикального взлета.
Выше мы имели (1):
7 = fl + —
\ Р )
Отсюда находим, полагая co=Gef,
/ Gs \
dh = a In I 1 Ч- — 11 dt — gtdt\
\ P )
t t
h = u IIn (1 + — — g \ tdt.
Интегрируя, получаем высоту подъема под мотором:
. „_£.ГЛ , Д.„ (. , А Л &
h = u — 111 + 11 In { 1 + — t — — t — —,
M\ P ' \ P / P J 2
Подставляя обратно значение Ge из равенства co*==Gef, находим:
Р
Для сравнительной оценки различных топлив полагаем емкость баков ракеты рав-
ной единице объема и, следовательно, co=d, т. е. удельному весу топлива. Тогда окон-
чательно получаем:
к Р _____
где и = 91,5 У ъеНи,
(1+-у)/о
\ и /
Полная высота подъема ракеты (подъем под мотором+подъем по инерции) со-
ставит:
С помощью этих формул произведены определения отношений мак-
симальных скоростей, отвечающих им времен полетов, а также отноше-
ний максимальных высот подъема ракеты при различных топливах
и различных значениях—’ полагая ^<.=0,5. Начальное ускорение
р
взлета во всех случаях принято равным 3g1. Результаты вычислений
приведены в табл. 35, 36 и 37, где даны сравнительные данные для четырех
1 Расчеты показали, что при jo=6g отношения полных высот подъема в пределах
точности вычислений остаются те же, что и при j&=3g.
309
Таблица 35
о2+с7н8 К2О4-*-С7Н8 /1 Vx //2 Hi П, тг
U)2 р <»2’102 0/ Р “>• •10! %
j *const Р~ const
О
0,238 19 0,300 23 0,96 0,94 0,88 0,85 1,05
0,397 28 0,500 33 0,99 0,95 0,92 0,90 1,07
0,794 44 1,00 55 1,03 0,96 0,96 0,93 1,12
1,59 61 2,00 67 1,07 0,98 1,00 0,96 1,16
3,97 80 5,00 83 1,10 1,03 1,08 1,06 1,21
7,94 89 10,0 91 1,13 1,05 1,12 1,11 1,23
Таблица 36
О«+С7Н8 С (NO2)4!-C7H8 t I vt /Л Hi тг
(О 2 Р ц>1 р
У—const Р -const
/0 О>2'ЬР /0 W] Ьр
0,50 33 0,71 41 0,93 0,86 0,77 0,75 1,14
1,00 50 1,41 58 0,99 0,89 0,83 0,82 1,20
5,00 83 7,07 88 1,И 0,98 0,98 0,98 1,34
10,0 91 14,1 93 ’ 1,13 1,01 1,04 1,04 1,37
15,0 94 21,2 95 1,14 1,03 1,08 1,08 1,39
топлив: жидкого кислорода и толуола с одной стороны, и азотного тет-
роксида, тетранитрометана и азотной кислоты с тем же горючим —
с другой. Для удобства сравнений этих данных с табл. 28, 29 и 32, в ко-
торых сопоставляются эти же топлива, но при постоянном ускорении
взлета ракеты, в таблицах приняты одинаковые значения
Таблица 37
О2 + С7 н8 HNO3-FC7H8 ^2 tl У2 V, Нг нх Л. п2
Ц>2 р “i-’O2 о/ (О ] Р
j ^const Р” const
Ш2 + р /0 О) !-*•/>
0,50 33 0,65 39 1,06 1,00 1,03 1,03 1,10
1,00 50 1,30 56 1,11 1,02 1,08 1,06 1,15
3,00 75 3,90 80 1,18 1,08 1,19 1,18 1,22
В предпоследних столбцах табл. 35, 36 и 37 приведены также значе-
ния отношения—-при y = const, полученные возведением в квадрат
отношения скоростей из табл. 28, 29 и 32.
На основании данных этих трех таблиц (рис. 7) можем сделать
заключение, что в случае полета ракеты под мотором с постоянной
тягой относительный эффект при использовании различных топлив оста-
ется в основном тем же, что и при полете ракеты с постоянным ускоре-
нием. Имеющееся небольшое расхождение говорит лишь в пользу тяже-
лых топлив. Таким образом, все сделанные ранее заключения об отно-
сительной ценности топлив остаются в силе.
310
Если подойти еще бли-
же к реальным условиям
пол ета р а кеты и уч иты-
вать сопротивление атмос-
феры, преимущество тя-
желых топлив, за счет
увеличения поперечной
нагрузки, должно сказать-
ся еще более ощутительно.
При вертикальном
взлете ракеты ускорение
у", приобретаемое пос-
ледней, может быть вы-
ражено таким образом Ч
y"=j—cG (v)H (у) —g,
где / — ускорение, кото-
рое ракета приобрела бы
под действием мотора при отсутствии внешних сил, g=9,81 м/с2,
—cG(v)H(y)—отрицательное ускорение торможения ракеты вследст-
вие сопротивления воздуха. Функции сопротивления воздуха G(v) и плот-
ности воздуха Н(у) приводятся в баллистических таблицах для широ-
кого диапазона скоростей и высот1 2. Коэффициент с, именуемый бал-
листическим коэффициентом, равен
100(№*
<0 + Р
где d — диаметр ракеты (миделевого сечения); I — коэффициент фор-
мы ракеты, колеблющийся от 1 до 1,5, а иногда и выше.
Очевидно, баллистический коэффициент обратно пропорционален
поперечной нагрузке П. Обозначая через J ускорение торможения воз-
духом, получим J = — k — Q (tj) Н (у).
Это выражение с исчерпывающей ясностью указывает на благотвор-
ное влияние большой поперечной нагрузки при употреблении тяжелых
топлив.
На рис. 8 приведены значения отношения скорости, развиваемой
ракетой, использующей топливо, содержащее жидкий кислород, к ско-
рости той же ракеты при замене этого топлива другим, содержащим
в качестве окислителя отмеченные пами азотные соединения кислорода.
При этом сделаны допущения, что величина к. п. д. двигателя и сорт
горючего одинаковы для всех топлив. В качестве горючего взят толуол.
Отношение скоростей ракет представлено в зависимости от отноше-
ния— для кислородной ракеты, расшифрованного нижней строчкой
Р
цифр, указывающей содержание в ракете топлива в процентах по весу.
Эта диаграмма построена на основании таблиц, приведенных в нас-
тоящем параграфе, и поясняет сделанные заключения об относительной
ценности сравниваемых окислителей.
Можно вообразить ракету, несущую запас нескольких топлив.
В начале полета эта ракета расходует одно топливо, по достижении
известной скорости — другое и т. д., в порядке возрастающей теплопро-
1 См. Н. А. Упорников. Вычисление траекторий, 1931.
2 Баллистические таблицы, издание Главного артил. управления, 1933.
311
Рис. 8
изводительности топлив. Последовательное применение в ракете
нескольких окислителей вряд ли представит интерес, так как не обеща-
ет заметных выгод ни в отношении увеличения скоростей ракет, ни в от-
ношении увеличения экономичности полета, без ущерба скорости.
Ориентировочные расчеты показывают, что усложнение аппарата, выз-
ванное последовательным применением нескольких окислителей,
не оправдывается. Применение различных топлив может оказаться
целесообразным лишь в составных ракетах, состоящих из нескольких
частей с самостоятельными моторными установками.
2. Применение тяжелых инертных примесей
Имея в виду благотворное влияние большого удельного веса топлива
на его эксплуатационные качества, поставим вопрос, нельзя ли улуч-
шить качество топлива путем введения в пего тяжелых йпертных приме-
сей. С одной стороны примесь понижает Ни топлива, с другой стороны,
влияет на удельный вес d. Легко видеть, что применение инертной при-
меси, заключенной в самой ракете, может себя оправдать лишь в том
случае, если понижение теплопроизводительности топлива с избытком
компенсируется увеличением его удельного веса, что может иметь место
лишь при употреблении тяжелых примесей. В противном случае ско-
рость и дальность полета ракеты с введением в топливо инертной при-
меси уменьшаются.
В качестве примера возьмем топливо, состоящее из азотной кисло-
ты и керосина, и введем в него в качестве инертной примеси ртуть как
самый тяжелый (удельный вес 13,5) из не очень дорогих металлов,
находящийся к тому же в жидком состоянии, что облегчает его подачу
в двигатель.
Для того, чтобы составить представление о влиянии инертной при-
меси на качества топлива, решим эту задачу в общем виде. Обозначим
суммарное объемное содержание окислителя и горючего в топливе
через а. Тогда, очевидно, объемное содержание примеси составит
(1—а). Удельный вес d2 топлива с примесью составит с?2=^(1—о) +d{a,
где d — удельный вес примеси; d\ — удельный вес топлива без примеси.
Выражение для cfe можно представить в таком виде:
d2=d—a{d—d^—d—a^d. (1)
312
При отсутствии примеси в баках
ракеты, полагая их емкость равной
единице, помещается топливо, содер-
жащее HUidi ккал, если обозначить
через Hui теплопроизводительность
единицы веса топлива без примеси.
При наличии примеси в том же объ-
еме содержится Huidia ккал. Вес (.02
топлива с примесью, помещающегося
в баках, составляет, очевидно, (о2=^2-
Тогда, теплопроизводительность одно-
го килограмма топлива с примесью
составит:
rr Hu\dia
nta — —7-----
^2
где q — скрытая теплота испарения примеси.
Известная формула Циолковского может t
записана следующим образом:
И = 91,5 УНиЧ 1п(1 + —).
\ Р /
Подставив вместо со найденное значение 0)2=4, а вместо IIи выражение Hui
кз (2), и пренебрегая величиной q, получим:
У2 = 91,5 \f Н*^а In fl +—У (3)
У d2 \ P /
Вынеся из-под знака радикала постоянные величины и обозначив их произведение
через А, получим в общем виде:
И2 = л + (4)
У «2 \ Р J
где d2 — d — akd.
Для случая топлива без инертной примеси а=1 и мы можем написать:
^1 = л-|/-L1ltafl + ^y (5)
У d\ \ Р /
Возьмем отношение скоростей, определяемых выражениями* (4) и (5). После со-
кращений получим:
Как видим, изменение скорости ракеты с введением примеси зави-
сит от содержания примеси, се удельного веса, от отношения — и от
изменения к. п. д. двигателя с введением примеси.
Приложим формулы (1) и (6) к рассматриваемому случаю (азот-
ная кислота + керосин + ртуть), полагая т11=,П2.
Для каждого значения— существует вполне определенная зависи-
Р
мость отношения от а. Значения этой зависимости для — , равного:
И Р
0,5, 1,0 и 3,0, приведены на рис. 9. Во-первых, путем использования
тяжелых инертных примесей можно достигнуть увеличения скорости
313
ракеты, причем это увеличение тем больше, чем меньше — и чем боль-
Р
ше 4Z2, т. е. чем больше удельный вес d примеси. При — > 1 приращение
р
скорости незначительно, или же наблюдается се уменьшение. Во-вто-
рых, приращение скорости ракеты, если оно имеет место, обладает,мак-
симумом, которому отвечает наивыгоднейшее содержание примеси.
В случае рассматриваемых топлива и примеси максимальному прираще-
нию скорости отвечает содержание примеси в количестве 10—20°/q
по объему.
Тяжелые примеси могут применяться в ракетах с отношением—,
р
значительно превышающим единицу. В этом случае ракета должна
израсходовать часть своего топлива, отвечающую отношению
с добавочным подводом тяжелой примеси в двигатель. Остальной же за-
пас топлива со" должен расходоваться в чистом виде без примеси. Тог-
да конечная скорость ракеты приобретает наибольшее значение.
3. Срабатываемость топлива в двигателе
При произведенных ранее расчетах, служивших целям сравнительной
оценки различных видов окислителей и горючих, коэффициент полезно-
го действия двигателя обычно полагался одинаковым, независимо
от сорта топлива. В действительности дело обстоит иначе. Ряд топлив,
обладающих одинаковой теплопроизводительностью на единицу веса
смеси, срабатывается в реактивном двигателе по-разному, с различным
к. п. д., а следовательно, разные топлива при одинаковой теплопроизво-
тельности Ни дают различные тяговые усилия при одинаковом расходе
в единицу времени.
Таким образом, для полноты суждения о достоинствах и недостат-
ках тех или иных составов топлива, необходимо знать их срабатыва-
емость в двигателе, т. е. максимальные значения к. и. д., получающиеся
при использовании этих топлив в двигателе, независимо от типа реак-
тивного двигателя, который может меняться в связи с тем, что каждый
двигатель предназначается для работы на топливе определенного
состава.
В настоящее время мы еще не располагаем систематизированными
данными по срабатываемости различных топлив в реактивных двигате-
Рис. 10
лях, на основании которых
можно делать определен-
ные заключения. С целью на-
копления такого рода опытно-
го материала вполне своевре-
менно поставить серии опытов
по определению к. п. д. реак-
тивных двигателей различных
систем, работающих на раз-
личных топливах.
Лишь располагая данны-
ми подобных тщательно про-
веденных исследований можно
делать исчерпывающие заклю-
чения о степени пригодности
того или иного топлива.
314
Те неполные опытные данные, которые известны к настоящему вре-
мени, показывают, что к. и. д. ракетных двигателей на азотсодержащих
окислителях выше, чем при чистом кислороде, что лишь усиливает сде-
ланные нами заключения.
На рис. 10 приведены значения Р\ для четырех окислителей с одним
и тем же горючим — толуолом, в зависимости от к. и. д. двигателя,
при коэффициенте избытка окислителя а=1.
4. Оценка наивыгоднейших топлив
Мы уже составили себе представление о том, насколько можно впасть
в ошибку, если производить оценку эксплуатационных качеств топлив
лишь по их весовой теплопроизводительности, как это делалось
до сих пор.
Уже более правильная оценка эксплуатационных качеств окислите-
лей и горючих может быть дана при учете тяги, снимаемой не с едини-
цы веса топлива (Pj), а с единицы
объема (Рп). Располагая окисли-
тели в ряд в порядке возрастающей
литровой теплопроизводительности,
а следовательно и Рц, получим
данные, приведенные в табл. 38, из
кото-рой видно, что тетронитроме-
тан, хлорная кислота и пятиокись
азота оказываются более эффек-
тивными, чем жидкий кислород
с тем же горючим (толуолом); при
этом удельный вес жидкого кисло-
рода принят максимальным.
Следует обратить внимание на
то, что и этот способ сравнительной
оценки топлив
вильным. Так, мы видели, что при
ксид является более эффективным
его Рп меньше, чем у кислорода. Наоборот, при весьма больших
Таблица 38
Окислитель I!ud Лг
UNO, 1970 293
Н2О2 2110 303
N2O4+50%HNO3 2240 313
n2o4 2250 313
02 2370 321
NA 2440 326
НС1О4 2490 329
C(NO2)4 2510 330
не является пра-
известных условиях азотный тетро-
окислителем чем кислород, хотя
О)
Р*
тетранитрометан дает несколько меньшие дальности полета ракет, чем
кислород, хотя его Рп больше, чем у кислорода с тем же горючим.
Для всесторонней оценки топлива необходимо, таким образом, учи-
тывать весовую теплопроизводительность Ни, удельный вес d топлива,
относительное весовое содержание —топлива в ракете и к. п. д. двига-
Р
теля на данном топливе, т. е. пользоваться выражением
или, так как Р1=9,33]///
где Н — полная высота подъема ракеты.
315
Наконец, учет сопротивления воздуха вносит окончательную кор-
ректировку в проводимую сравнительную оценку.
Не менее важными факторами, определяющими степень пригодно-
сти топлива, являются температура горения, температура кипения, стой-
кость и до известной степени ядовитость, которые необходимо учиты-
вать наравне с отмеченными свойствами топлив.
С помощью последней формулы составлены графики (рис. 11, 12
и 13), показывающие зависимость-^- от отношения весовых удельных
тяг 4^- для трех значений — : 0,5, 1 и 3.
Р\ Р
Рис. 11 составлен для двух сравниваемых топлив: жидкого кисло-
рода с толуолом (Я2, Р2) и азотной кислоты с толуолом Рц — j -
Аналогично составлен рис. 12 для топлив: жидкий кислород с этиловым
алкоголем и азотная кислота с толуолом, наконец, рис. 13 — для топ-
лив: жидкий кислород с этиловым алкоголем и азотная кислота с нит-
робензолом.
Беря из опыта значения отношенияс помощью такого рода
диаграмм мы можем судить об относительной ценности сравниваемых
топлив.
К числу принципиально преодолимых трудностей, но таких, с кото-
рыми нельзя не считаться, относится весьма высокая температура, раз-
вивающаяся в камере горения двигателя при использовании в качестве
топлива кислорода с нефтепродуктами (около 3500°С). В поисках стой-
ких конструкций многие исследователи отказались от нефтепродуктов
и используют в качестве горючего менее калорийный этиловый спирт
и его водные растворы. При употреблении же азотсодержащих (так
называемых азотных) окислителей возможен больший выбор горючих,
могущих быть использованными в двигателе. Так, азотная кислота
с керосином развивает около 250СР С, что позволяет осуществить вполне
надежные конструкции.
На рис. 14 сравнивается кислород — этилалкоголевое топливо
с другим, удельного веса 1,54, состоящим из тетранитрометана и нитро-
бензольного горючего (29%-ного раствора тротила в нитробензоле).
Подводя итог всему изложенному ранее, определим окончательно
наше отношение к наиболее интересующим нас окислителям и горючим.
В тех двигателях, где не требуется особо высококачественное топ-
ливо, целесообразнее всего употреблять в качестве окислителя высоко-
концентрированную азотную кислоту.
316
Рис. 13
Рис. 14
Больший эффект может быть достигнут употреблением растворов
азотного тетроксида или пятиокиси азота в азотной кислоте, либо чис-
того азотного тетроксида. Наконец, наибольший эффект как окислитель
дает тетранитрометан.
На основании всего изложенного ранее следует признать наиболь-
шую целесообразность применения в настоящее время в качестве окис-
лителей именно этих веществ (так называемых азотных окислителей).
В качестве горючих целесообразно употреблять нефтепродукты
и нитробензольные горючие, а в некоторых случаях скипидары и, воз-
можно, тяжелые растворы фосфора.
Перечисленные наивыгоднейшие компоненты топлива при нормаль-
ной температуре являются жидкими телами, технически доступны, про-
изводятся в массовых количествах или легко могут быть приготовлены.
Все это делает их удобоприменимыми.
Другие жидкие при нормальной температуре окислители, именно:
гидроперекись и хлорная кислота, могут вполне успешно конкурировать
с отмеченными выше окислителями при условии, что будут найдены
промышленные способы их получения в безопасном виде и в больших
количествах, при достаточно низких цепах.
Что касается горючих, являющихся сжиженными газами, именно
ацетилена, метана, этилена, то сколько-нибудь обоснованного примене-
ния они иметь не могут. Водород может быть использован в ракетах
лишь в тех случаях, когда главное значение имеет высокая скорость
истечения, а низкий удельный вес и трудности эксплуатации отходят
на второй план.
Применение в качестве окислителя жидкого кислорода в ряде обла-
стей ракетной техники менее целесообразно, чем азотных окислителей.
Действительно, основное преимущество жидкого кислорода — это вы-
сокая теплопроизводительность килограмма топливной смеси, куда он
входит. Во всех остальных отношениях жидкий кислород уступает азот-
ным окислителям: температура кипения весьма низка, удельный вес
настолько мал, что литровая теплопроизводительность кислородного
топлива уступает ряду азотных топлив, развиваемая им температура
горения весьма высока. Высокая температура горения затрудняет соз-
дание надежного, устойчиво и длительно работающего двигателя. Для
снижения температуры в камере приходится подчас использовать
неполноценные горючие, как, например, этиловый спирт и его водные
растворы, понижающие теплопроизводительность топлива до уровня
некоторых топлив, содержащих азотные окислители. Жидкий кислород
как охлаждающее средство для раскаленных частей двигателя, оказы-
вается мало пригодным. Соприкасаясь с нагретой стенкой оп быстро
обращается в пар, в результате чего жидкий кислород оказывается
317
отделенным газообразной пленкой, затрудняющей теплоотвод от нагре-
той стенки. В связи с этим, основным средством защиты материальной
части от разрушения должны служить тяжеловесная и не всегда доста-
точная керамическая облицовка камеры горения и сопла, либо охлаж-
дение горючим.
Предположение о большей скорости течения реакции окисления
при кислороде, вследствие отсутствия инертной примеси (азота), ста-
вится под сомнение, так как опыты показали, что реакция ускоряется,
если к чистому кислороду добавить окислы азота. Окислы азота легче
выделяют атомарный кислород и потому способствуют скорейшему про-
теканию реакции. Таким образом, нет оснований для предположений,
что кислородные двигатели должны давать больший к. п. д., чем азот-
ные двигатели, т. е. использующие азотные окислители.
Низкая температура кипения, как мы видели, вызывает ряд иных
трудностей. Осложняется вся техника эксплуатации. Если азотные окис-
лители можно перевозить и хранить подобно бензину в стальных бочон-
ках, то при жидком кислороде требуется применение особой техники,
более сложно решающей вопросы хранения, транспортировки и исполь-
зования. В результате место производства приходится территориально
связывать с местом применения. При эксплуатации жидкого кислорода
неизбежны потери от испарения не только при хранении в танках или
баках ракеты, но и при наполнении их. Непроизводительное расходова-
ние сжиженного газа существенно повышает действительную стоимость
килограмма кислорода, сожженного в двигателе (в 4—5 раз). Чтобы
уменьшить утечку от испарения и поднять кажущийся удельный вес
кислорода, необходимо применять баки с теплоизоляцией. Вес теплоизо-
ляции приводит к тому, что баки кислородные оказываются тяжелее,
чем рассчитанные на то же давление баки азотных окислителей. Весь-
ма низкая температура кипения осложняет задачу нагнетания жидкого
кислорода насосами.
Малый удельный вес жидкого кислорода приводит к малой литро-
вой теплопроизводительности, в результате кислородные ракеты
в интервале реальных значений относительного весового содержания
топлива в ракете дают дальность полета не большую, чем при азотных
окислителях.
Необходимо иметь в виду, что в условиях боевого применения жид-
кого кислорода особенно остро скажутся его эксплуатационные недос-
татки.
Мы допускаем использование жидкого кислорода в ракетной прак-
тике тогда, когда его эксплуатационные недостатки не являются опре-
деляющими.
Представляет интерес применение в качестве окислителя растворов
озона в жидком кислороде. Но не следует забывать, что с этим связано
еще большее повышение температуры горения. Это обстоятельство иск-
лючает возможность применения подобных растворов до удовлетвори-
тельного решения вопроса об охлаждении двигателя при столь высоких
температурах горения.
По мере увеличения дальности полета реактивных аппаратов при
ограниченности в увеличении отношения массы топлива, помещенного
в ракете, к массе конструкции этой ракеты, возможно, удастся прибег-
нуть в будущем к наиболее эффективному окислителю — чистому жид-
кому озону. Но взрывчатость озона в любом агрегатном состоянии
и крайне высокая температура горения при низкой температуре кипения
делают весьма сомнительной возможность его использования в чистом
виде.
Предстоящие трудности не должны отпугивать исследователей
от работы над освоением озона, хотя бы в виде высококонцентрирован-
318
ных, но безопасных растворов в жидком кислороде, так как озон явля-
ется одним из наиболее активных и эффективных среди всех известных
окислителей. С точки зрения последовательного подхода к овладению
озоном приобретает особый смысл работа и над жидким кислородом
как окислителем, с последующим переходом на озонные растворы.
Малая изученность фтора не дает возможности делать в настоящее
время определенные выводы относительно степени его пригодности для
реактивного двигателя. Тем не менее, можно ожидать, что некоторые
его реакции окисления могут представить интерес.
Само собой разумеется, что выделенные нами наивыгоднейшие
топлива являются действительно наивыгоднейшими лишь в тех случаях,
когда они используются с учетом их характерных свойств и особен-
ностей.
Если ограничиться рассмотрением высококипящих компонентов
ракетных топлив, то как наиболее выгодные окислители и горючие сле-
дует отметить азотные окислители (азотная кислота, азотный тстрок-
сид, пятиокись азота, тетранитрометан и их растворы друг в друге),
нефтепродукты, скипидары и азотные горючие (нитроароматики и их
растворы друг в друге). Одной из наиболее эффективных комбинаций
из числа выделенных азотных окислителей и горючих является топливо,
состоящее из тетранитрометана и раствора максимальной допустимой
концентрации (29%) тротила в нитробензоле.
Это топливо
2,47C(N02)4+[CeH6N02-hO,222C7H5(N02)3] ^10,0СО2 + 3,05 Н2О -|-5,77N2
содержит 73,6% по весу окислителя при весовом отношении компонен-
тов 2,79 и обладает удельным весом 1,54 при Ни= 1700 ккал/кг.
Уже указывалось на целесообразность применения с целью повы-
шения к. п. д. двигателя в качестве компонентов топлива переобогащен-
ных и переобедненных растворов горючего в окислителе. Примером
такого сложного тяжелого топлива может служить топливо следующего
состава (схема):
[N2O6+HNO3+C7H5(NO2)3] + [CeH5NO2-|-C7H5(NO2)3].
Произведенный выбор наивыгоднейших топлив, естественно, может
быть справедливым лишь для данного этапа развития ракетного мото-
ростроения. Дальнейшее развитие этого дела может и должно внести
свои коррективы в нашу попытку произвести всесторонний критический
анализ топлив.
Глава V. СПОСОБЫ ПОВЫШЕНИЯ КАЧЕСТВА ТОПЛИВА
1. Общие соображения
Качества описанных ранее топлив могут быть повышены соответст-
вующей обработкой их компонентов или введением особых примесей.
Улучшение может идти по пути повышения газообразования топлив,
уменьшения температуры их горепия без существенного снижения теп-
лопроизводительности. Наконец, теплопроизводительность и удельный
вес топлива также могут быть повышены рациональными мерами. При
условии эффективности и технической доступности подобных мер их
использование представляет большой интерес.
Ранее мы останавливались на некоторых случаях искусственного
улучшения эксплуатационных качеств компонентов топлива и указыва-
ли, например, на понижение температуры плавления легко затвердева-
ющих соединений, на введение инертной тяжелой примеси, затем
на химическую очистку керосина от непредельных соединений и высших
319
ароматиков, далее — на введение в горючее и окислитель высоконитро-
ванных нитроароматиков, употребление искусственно охлажденных
компонентов топлив и т. п. Ниже мы рассмотрим способы повышения
теплопроизводительности, а также удельного веса топлива путем вве-
дения в топливо неинертных примесей.
Уже было отмечено, что наиболее теплопроизводительной реакцией
окисления кислородом, сопровождающейся образованием исключитель-
но газообразных продуктов, является горение водорода. В связи с тем
исключительным значением, которое имеет теплопроизводительность
для реактивного двигателя, было неоднократно предложено использо-
вать в качестве горючего твердые вещества, выделяющие при своем сго-
рании в кислороде значительно больше тепла. К таким веществам сле-
дует отнести ряд металлов и металлоидов, представленных в табл. 39.
Таблица 39
№ «о пор. Горючее Атомный вес Удельный вес в твердом состоянии Теплота образования окиси, ккал г-моль я, ккал/кг Продукты горения
1 Бериллий 9,01 1,84 141,2 5590 ВеО
2 Литий 6,94 0,53 141,7 4690 Li2O
3 Бор 10,82 2,5 279,9 3950 В20з
4 Алюминий 26,97 2,7 389,6 3780 А120з
5 Магний 24,32 1,74 145,8 3580 MgO
6 Кремний 28,06 2,34 201,4 3300 S1O2
За исключением бериллия все указанные в таблице вещества пред-
лагались к использованию *.
Применение в реактивном двигателе перечисленных элементов
в чистом виде бесполезно, поскольку продукты сгорания содержат боль-
шое количество конденсированной фазы и лишь частично находятся
в газообразном состоянии. В связи с этим комбинируют топливо из жид-
ких углеводородов с одним из указанных выше элементов. Однако,
здесь неизбежно столкновение с препятствиями чисто технического ха-
рактера.
Вводить в камеру горения порошкообразные элементы, например,
сжатым газом — чрезвычайно трудная задача, ввиду неизбежной слож-
ности, громоздкости и ненадежности потребных для этого механизмов.
Употребление же жидкого топлива со взмученным в нем порошкообраз-
ным элементом представляет значительно меньшие трудности. Однако,
измельченность примеси в этом случае, так же как и в первом, будет
недостаточной и часть ее вследствие кратковременности пребывания
в камере не успеет сгореть и будет выноситься через сопло.
Нереальным следует считать предложение вводить такие вещества
в камеру горения в расплавленном состоянии1 2. Если этот способ най-
дет применение, то по всей вероятности лишь в весьма отдаленном
будущем, например, для межпланетных аппаратов, использующих для
переработки металла энергию солнца.
Ввиду этого, следует обратить внимание на использование топлив,
в состав которых, помимо горючих, дающих газообразные продукты
окисления, входят химически связанные с этими горючими элементы
(см. табл. 39).
1 Ю. Кондратюк, Завоевание межпланетных пространств, 1929.
2 Ф. А. Цандер, Проблема полета при помощи реактивных аппаратов, 1932.
320
Процентное содержание примеси, дающей при сгорании твердые
продукты, желательно возможно большее с точки зрения повышения
теплопроизводительности смеси. Однако, высокая температура горения
примесей и условия ненарушения правильности газового потока в сопле
реактивного двигателя (увлекаемость твердых продуктов газообразны-
ми) ставят для содержания примеси известные ограничения.
Таблица 40
№ по пор. Продукт горения Молеку- лярный вес Удельный вес Л1Л> °C ^кич» °C Содержание окисленного элемента, % вес» Содержание Кислорода, % вес» Теплота образова- ния, кка^кг
1 ВеО 25,01 3,02 2400 36,0 64,0 5590
2 LiaO 29,88 2,01 >1700 46,5 53,5 4690
3 В2О3 69,64 1,83 577 31,0 69,0 3950
4 AI2O3 101,94 4,00 2050 2210 52,9 47,1 3780
5 MgO 40,32 3,65 2800 3600 60,3 39,7 3580
6 SiO2 60,06 2,65 1470 2600 46,2 53,8 3300
В табл. 40 указаны некоторые свойства интересующих нас окислов.
Из предпоследних двух столбцов следует, что 10 %-ное по весу содержа-
ние в топливе бериллия или бора и 15%-ное — алюминия соответствует
в среднем 30%-ному содержанию твердых примесей в продуктах
горения.
Так как температура плавления твердых примесей обычно выше
той температуры, которую имеют газы по выходе из сопла, то при вы-
числении Нп, представленных в табл. 39 и 40, учитывалась скрытая теп-
лота испарения и плавления продуктов горения металлов и металлои-
дов. Исключение могут составить бор, и, пожалуй, кремний.
При вычислении объема продуктов горения топлив мы пренебрега-
ли объемом, занимаемым окислами примеси, что, однако, не совсем вер-
но. В действительности эти окислы находятся в камере горения в газо-
образном состоянии (за исключением, быть может, окиси магния)
и способны непосредственно, за счет собственной упругости, совершать
работу. И лишь при расширении в сопле, в связи с падением температу-
ры, они будут конденсироваться и затвердевать, отдавая свое тепло
увлекающему их газу.
Практика взрывчатых веществ показала, что введением некоторого
количества металлической примеси во взрывчатые вещества можно
заметно повысить их силу. С этой целью успешно применялись порош-
кообразные алюминий, магний и сплавы или смеси алюминия с цинком,
кремнием. Были попытки использовать даже сплавы кремния с желе-
зом и другими металлами, а также карборунд *.
Итак, остановимся вначале на горючих, содержащих элементы, при-
веденные в табл. 39 в химически связанном состоянии с компонентами,
дающими при сгорании газообразные продукты.
2. Металле- и металлоидоводородные горючие.
Металлорганические соединения
Было предложено использовать в качестве примесей к основному
горючему 'кремневодороды и бороводороды. Однако, мы поставим
вопрос использования химически связанных с топливом примесей более
1 Ссылки на патентную литературу приведены в труде Каста, Взрывчатые веще-
ства и средства воспламенения, 1932.
11 1208 321
широко, не ограничиваясь одними водородными соединениями кремния
и бора, но имея в виду и углеводородные соединения этих и других эле-
ментов, в частности металлорганические соединения.
Из органических соединений магния (M.g(CH3)2, Mg(C2H5)2 и др.}
и алюминия (А1(СНз)2, А1(СгН5)з и др.) наиболее известны магний-ор-
ганические соединения, которых насчитывается огромное количество.
Однако, их твердое состояние и самовоспламеняемость на воздухе дела-
ют их использование мало вероятным.
Из углеводородных соединений бериллия известны: берилл-метил
Ве(СНз)г, берилл-этил Ве(С2Нб)2 и берилл-пропил Ве(С3Нг)2. Для
последних двух соединений температура кипения соответственно равна
188 и 245° С. Берилл-этил является жидкостью, дымящей на воздухе.
Топливо, содержащее в качестве горючего берилл-метил, а в каче-
стве окислителя жидкий кислород (Be(CH3)2+4O2->-BeO+2CO2+
+ЗН2О), выделит при сгорания 2940 ккал/кг, т. е. на 30% больше, чем
в случае керосина в качестве горючего *. Содержание в топливе горюче-
го составляет 23%, а в горючем бериллия — также 23%; содержание
бериллия в топливе — 5,4%, чему соответствует 16% твердых остатков
горения — ВеО. При условии технической доступности, берилл-метило-
вое горючее может представить весьма большой интерес.
Берилл-этил и берилл-пропил обладают меньшей теплопроизводи-
тельностью, чем берилл-метил, вследствие меньшего относительного
содержания бериллия.
Из водородных и углеводородных соединений бора наиболее бога-
тыми тепловыделением будут соединения бора с водородом.
Бороводороды (бораны) известны в большом числе. Наиболее
исследованы из них и интересны для нас диборан ВгНв (газ), тетрабо-
ран В4Н10 (жидкость) и гексаборан B6Hi2 (жидкость). Свойства этих
боранов представлены в табл. 41. Удельный вес боранов меньше едини-
цы. Так, например ВюНц (4wi=99,5°C) имеет d|°=0,94.
Таблица 41
Боран Молекулярный вес Содержание бора» % вес. Содержание водорода, % вес. *пл« °C ^кип> °C
в2нв 27,69 78,2 21,8 —169 -87,5
в4н10 53,36 81,2 18,8 —112 17
B«H|2 76,92 84,4 15,6 — —
Приняв в качестве окислителя жидкий кислород, получаем, табл. 42.
Таблица 42
Состав топлива Состав продуктов горения Содержание В2О3 в продуктах, % вес
В21 ЬЧ-ЗОа В2Оз+ЗН2О 56,3 3570
В1Ню+5,5О2 2В20з+5Н2О 60,8 3620
ВбН124-7,5О2 ЗВ20з+6Н2О 65,6 3670
В тех случаях, когда горючее в топливе состоит из двух или более
частей, например, керосина и борана, они могут сохраняться в отдель-
ных баках, и оттуда подаваться в камеру горения двигателя. Если же
эти компоненты способны образовывать стойкие и безопасные в обра-
1 Теплопроизводительность вычислена без учета теплоты образования берилл-ме-
тила, величина которой неизвестна.
322
щении растворы, то целесообразнее их использовать во взаимно раство-
ренном состоянии, помещая в общий бак.
Бороводороды суть соединения эндотермические. Однако, теплоты
их образования не исследованы, вследствие чего не могли быть приняты
во внимание при вычислении приведенных выше значений для тепло-
производительностей топлив. Действительные теплоты горения будут
несколько выше.
Бороводороды способны самовозгораться на воздухе, находясь
в жидком или газообразном состоянии, вследствие чего наполнению
ими сосуда должно предшествовать вытеснение из него воздуха нейт-
ральным газом, например, углекислотой, азотом и т. п. При хранении
бораны разлагаются. Все бораны ядовиты и обладают отвратительным
запахом. Эти свойства, а также трудность получения, в сильнейшей
мере препятствуют их практическому использованию.
Все перечисленные недостатки свойственны также и кремневодоро-
дам (силанам). Не обладая никакими преимуществами в отношении
удобств технического использования, кремневодороды и кремнеуглево-
дороды (SiH4, SijHe, SiaHs, Si(CH3)4, Si(CHs)H3 и др.), являются менее
теплотворными по сравнению с аналогичными соединениями бора,
а потому нами не рассматриваются. Соединение лития с водородом
•самостоятельно не может быть использовано из-за высокой температу-
ры плавления (/Пл 680°С).
Из бороуглеводородов исследованы бор-метил В(СНз)з и бор-этил
В(С2Н5)3. Температура кипения первого НО9С, второго 95°С (удель-
ный вес 0,70). При этом бор-метил плавится только при 56° С, а бор-
этил содержит в себе небольшое количество бора, что затрудняет их ис-
пользование.
Подводя итог изложенному, можно заключить, что из различных
известных химических соединений водорода и углерода с отмеченными
в табл. 39 элементами в настоящее время заслуживать внимания могут
лишь органические соединения бериллия и некоторые стойкие бораны,
и то при условии их доступности.
3. Коллоидное топливо. Органозоли
Произведенный обзор соединений, содержащих химически связанные
элементы известной группы, показывает, что соединения, могущие най-
ти применение в ракетном деле, весьма немногочисленны. При этом
характерным для многих из них является непостоянство состава, само-
воспламеняемость, ядовитость, трудность получения в больших количе-
ствах, весьма высокая стоимость и ряд других свойств, препятствующих
практическому применению этих соединений. Конечно, этим не исклю-
чается возможность использования некоторых из них в будущем, имен-
но, стойких высококипящих боранов и металлорганичсских соединений.
Ввиду изложенного, автору представляется целесообразным исполь-
зовать перечисленные в табл. 39 элементы иначе, именно, в виде колло-
идного раствора в жидком горючем, дающем при сгорании лишь газооб-
разные продукты. В качестве дисперсионной среды для образования
коллоидных растворов металлов или металлоидов могут служить рас-
смотренные нами в гл. III горючие. Использование в качестве дисперси-
онной среды окислителя менее желательно из-за образующейся при
этом взрывчатой смеси, если содержание примеси достаточно велико,
а кроме того не всегда возможно, если иметь в виду химическое взаимо-
действие примеси с окислителем.
Коллоидный раствор обладает высокой степенью дисперсности твер-
дого компонента, обусловливающей необходимую однородность раство-
ра и чрезвычайную измельченность примеси, недостижимые ни
11*
323
при применении обычных форсунок для порошкообразного топлива,
ни при взмучивании горючего порошкообразной примесью (суспензии).
Изготовление коллоидных растворов может производиться или
путем электрического разряда, или с помощью мельницы Плаузона,
работающей по методу мокрого помола, или другими известными мето-
дами и устройствами.
Так как обычно с течением времени диспергированный компонент
выпадает из жидкой фазы, то приготовление органозолей следует про-
изводить незадолго перед употреблением, в зависимости от срока жизни
коллоидного раствора. Кроме того, можно подобрать защитный колло-
ид, который обеспечил бы потребную продолжительность существова-
ния дисперсной системы. Раствор с выпавшим вследствие длительного
хранения осадком легко опять привести в первоначальное состояние,
пропустив через коллоидную мельницу.
Использование металлического магния и кремния в качестве приме-
сей для образования коллоидного топлива возможно окажется нецеле-
сообразным, поскольку металлический алюминий является более дос-
тупным и дешевым и, вместе с тем, более теплопроизводительным про-
дуктом. Однако, сплавы алюминия и магния как легко диспергируемые
механическим путем, могут представлять интерес.
Бор имеет теплопроизводительность лишь на 4,5% большую, чем
алюминий, и не производится промышленностью. Низкое содержание
бора в его окисле (31%) позволяет получить значительно большее
содержание окисла в продуктах горения топлива, чем при употребле-
нии других примесей, при той же концентрации коллоидного раствора
в жидком горючем. Так, например, окись алюминия содержит 52,9%
металлического алюминия, следовательно, на каждую весовую единицу
введенного в топливо алюминия мы получим 1,89 весовых единиц его
окисла, в то время как для бора соответственно 3,22 весовых единиц.
А так как получение коллоидных растворов большой концентрации
затруднительно, то указанное свойство бора также представляет боль-
шой интерес.
Особого внимания заслуживает бериллий — металл, завоевываю-
щий себе в последние годы права гражданства в современном машино-
строении. В 1933 г. в СССР пущен опытный завод по получению метал-
лического бериллия. В связи с этим имеются все предпосылки для ис-
пользования бериллия в коллоидных топливах, конечно, в тех случаях,
когда такое применение будет оправдываться с экономической стороны.
Теплота горения бериллия (5590 ккал/кг) наивысшая по сравнению
со всеми прочими рассмотренными нами горючими. Представляют инте-
рес также и сплавы алюминия с бериллием.
Литий как горючее практического значения не имеет, вследствие
малого удельного веса (0,534) и высокого содержания в смеси с окисли-
телем, что в совокупности дает весьма легкое топливо.
Примем содержание нелетучих примесей в продуктах горения топ-
лива, равным 30% по весу. Взглянув на табл. 40, где указано, какую
часть от твердых остатков горения (окислов) составляют металл или
металлоид примеси, можно заключить, что принятое нами 30%-ное со-
держание твердых окислов соответствует содержанию в топливе
30.0,36=10,8% металлического бериллия, 14,0% лития, 9,3% бора,
15,9% алюминия, 18,1% магния и 13,9 кремния.
Для уяснения влияния коллоидных примесей на теплопроизводи-
тельность топлива служат диаграммы рис. 15 и 16. По оси абсцисс отло-
жено содержание твердой примеси в топливе и отвечающее ему содер-
жание окислов примесей в продуктах горения топлива, по оси орди-
нат— теплопроизводительность топлива. Для расчетов в качестве при-
меси взяты бериллий и алюминий, а в качестве основных топлив —
324
Рис. 15
Рис. 16
азотная кислота и керосин, азотный тетроксид и керосин, жидкий кис-
лород и керосин.
Кислород, необходимый для сгорания примеси, должен вводиться
добавочно в смесь. Во всех произведенных расчетах эта прибавка окис-
лителя учитывалась, причем, окислителем для примеси бралось вещест-
во того же состава, что и окислитель для жидкого горючего.
Оказывается, что прибавка 8,7% по весу металлического бериллия
к топливу, состоящему из азотной кислоты и керосина приравнивает
по теплопроизводительности это топливо к кислородно-керосиновому
топливу. Для достижения того же эффекта с помощью прибавки алюми-
ния, необходимо ввести 23,6% металлической примеси. В первом случае
в продуктах горения будет содержаться 24,2% по весу окисла бериллия,
во втором — 44,6% по весу окисла алюминия.
Результаты вычислений, произведенных для случая жидкого топли-
ва — азотная кислота и керосин, содержащего в качестве примеси раз-
325
Рис. 19
ХиЪ'М6
Рис. 20
личные количества металлического бериллия, представлены на рис. 17
и 18. На рис. 18 представлена зависимость Ни, Vu и HUVU от содержа-
ния окисла бериллия в продуктах горения топлива в предположении,
что этот окисел нелетуч. Тогда увеличение содержания примеси, повы-
шая теплопроизводительность топлива, понижает газообразование,
в результате чего характеристическое произведение HUVU претерпевает
изменение, указанное на рис. 18, и имеет максимум, отвечающий 34%
содержания ВеО в продуктах горения, чему соответствует 12,2% приме-
си металлического бериллия к топливу.
Топлива — азотная кислота и керосин, содержащие в качестве при-
месей соответственно бор и алюминий, представлены на рис. 19—22.
При вычислении газообразования для топлива, содержащего бор, про-
дукты горения считались сплошь газообразными. Нужно отметить, что
вычисленная Ни для этого топлива больше действительной, так как
теряющиеся теплоты испарения и плавления окиси бора не были учте-
ны, и, по-видимому, неизвестны.
Рис. 21
326
Температура кипения окиси алюминия высока (2210° С) и выше
температуры струи на выходе из сопла, в связи с чем газообразование
и характеристическое произведение IIUVU для топлива, содержащего
алюминий, вычислялись для двух случаев, когда AI2O3 сконденсировал-
ся (Vu) и когда он газообразен (У/)- Действительные значения Va
и HuVu будут лежать между двумя кривыми, изображенными
на рис. 22. Как и в случае применения бериллия, HUVU и HUVU' имеют
максимум, отвечающий содержанию в продуктах горения 20—35%
AI2O3, что составляет 10—18% А1. Большие концентрации не представ-
ляют практического интереса.
4. Топлива будущего
В предыдущих главах мы показали, какое большое значение с точки
зрения дальности полета ракеты имеют теплопроизводительность
и удельный вес топлива среди прочих его свойств. Поэтому, говоря
о топливах будущего, мы отметим здесь недоступные нам в настоящее
время топлива, отличающиеся этими особо развитыми качествами.
К числу мало изученных соединений, работа с которыми еще
не вышла из рамок редких лабораторных опытов, следует отнести выс-
шие кислородные соединения азота (перекиси), надазотную кислоту
и металлорганические соединения. Уже было отмечено значение, кото-
рое могли бы иметь в качестве горючего бораны и берилл-оргаиические
соединения, а в качестве окислителя — растворы высших кислородных
соединений азота в азотной кислоте, в азотном тетроксиде и т. п., в слу-
чае их доступности. Заслуживает внимания также попытка использо-
вать в качестве окислителя растворы озона в жидком кислороде и чис-
тый жидкий озон.
Ожидающими применения окислителями являются ныне малодос-
тупные: гидроперекись и хлорная кислота.
Реальное повышение теплопроизводительности и удельного веса
доступное и ныне, может быть достигнуто путем образования коллоид-
ных растворов металлов и металлоидов известной группы. Другой путь
заключается в введении в топливо тех же примесей, но не в виде меха-
нической примеси, а в качестве химического соединения этих металлов
или металлоидов с элементами топлива, дающими при своем сгорании
лишь газообразные продукты.
Бериллиевые коллоидные топлива, содержащие в качестве окисли-
теля жидкий озон, являются наиболее теплопроизводительными среди
всех прочих возможных комбинаций окислителей и горючих.
Следует отметить, что перечисленные в табл. 39 вещества, пригод-
ные для образования коллоидных растворов, при горении не в кислоро-
де, а во фторе выделяют еще большие количества тепла, как это указа-
но в табл. 43. Существенное увеличение теплопроизводительности пре-
терпевают лишь литий и магний. Приведенные теплоты образования
фтористых металлов и металлоидов отвечают случаю сжигания твердо-
го горючего в газообразном фторе.
В том случае, если будет найдено доступное топливо, содержащее
в качестве окислителя жидкий фтор, представляется целесообразным’
использовать в качестве примесей к основному жидкому горючему пред-
ставленные в табл. 39 металлы и металлоиды, из которых некоторые
(бор, кремний) дают продукты горения, газообразные при нормальной
температуре.
Мыслимо использование в качестве окислителя растворов жидких
фтора и кислорода.
Помимо кислорода и фтора в качестве окислителя представляет
интерес и хлор в виде кислородных соединений. Таких соединений из-
327
Таблица 43
№ по пор. Горючее Теплота образования, ккал/г-м я, ккал/кг Продукты горения
Состав °C 4с ип» °C
1 Бериллий BeF2 Жидкий при 15° С
2 Литий 144,7 5580 LiF 870 1670
3 Магний 264,3 4250 MgF2 1396 —
4 Алюминий 331,5 3910 A1F3 1040 —
5 Бор 258,1 3790 BF3 — 127 -101
6 Кремний 360,2 3470 SiF4 -77 -65
Таблица 44
№ Молекулярный t . ФС i . °C Теплота образования,
по пор. Окислы хлора вес кии* ккал/г-м
1 С12О 86,9 -20 3,8 * —18,3
2 С12О3 118,9 — —
3 С1О2 67,5 -59 9,9 -30,1
4 С12О6 166,9 -1 —
5 С12О7 182,9 — 82
6 С1О4 99,5 — —
вестно большое число, но свойства их недостаточно изучены (табл. 44).
Все окислы — соединения эндотермические, взрываются при ударах
и сотрясениях. Отличаются необычайной активностью в реакциях окис-
ления. Удельные веса их значительны, так, например, удельный вес
СЬОв при нормальной температуре — 1,65.
Теплопроизводительность двуокиси хлора СЮг с толуолом, считая,
что хлор расходуется на окисление водорода горючего, составляет
1830 ккал/кг, что при большом удельном весе и сильно выраженной
активности может дать этому окислителю некоторое преимущество по
сравнению с отмеченными ранее окислителями. Для этого хлорным
окислителям необходимо придать устойчивость путем ли использова-
ния их в виде растворов или как-нибудь иначе.
К группе хлорных окислителей или, точнее, хлоро-кислородных,
относится также хлорная кислота, ценность которой была отмечена
ранее.
Чистый хлор поддерживает горение. При горении в нем водорода
выделяется 876 ккал/кг, алюминия—1250 ккал/кг, бериллия —
1410 ккал/кг, магния—1610 ккал/кг, лития — 2300 ккал/кг (все тепло-
производительности высшие).
Для овладения в полной мере наиболее эффективными топливами
из числа отмеченных необходимо провести обширные исследования
по определению свойств этих топлив, изучению поведения этих топлив
непосредственно в реактивном двигателе, изысканию способов рацио-
нального их получения и т. п. По-видимому, перспективы в отношении
использования в будущем наиболее эффективных топлив, ныне недос-
тупных, весьма большие.
Оканчивая обзор двухкомпонентных и многокомпонентных топлив,
нельзя обойти молчанием однокомпонентные или, как их еще называют,
унитарные топлива, т. е. такие жидкие топлива, которые содержат
окислитель и горючее в смешанном состоянии и способны при опреде-
ленных условиях к реакциям горения.
328
Лишь в том случае, если удастся управлять процессами горения,
точнее говоря, скоростью горения однокомпонентного топлива, исклю-
чив возможность самопроизвольного увеличения скорости горения про-
тив заданной величины, может быть создан надежный ракетный двига-
тель на унитарном топливе.
Можно полагать, что путем физико-химической подготовки унитар-
ного топлива, например, вводя в него соответствующие примеси, пони-
жающие скорость горения, а также введением топлива в камеру горе-
ния через систему весьма малых отверстий, задача может быть решена.
Осуществление такого двигателя представляет интерес, так как
с ним, вероятно, можно будет получать наибольшие значения к. п. д.,
поскольку потери от неполноты смешения окислителя и горючего будут
отсутствовать. Тем не менее, следует помнить, что если даже будет
построен надежный двигатель на унитарном топливе, то само унитарное
топливо все же останется весьма ненадежным, обращение с ним сопря-
жено с большой опасностью.
К однокомпонентным же топливам следует отнести такие эндотер-
мические химические соединения или их растворы, которые при разло-
жении выделяют газы и тепло, равное теплоте их образования.
До сих пор мы рассматривали реакции, ограничивающиеся молеку-
лярными процессами. Однако, последние годы показали, каким необы-
чайно мощным источником тепловой энергии являются реакции реком-
бинации атомарных газов. Примером может служить реакция соедине-
ния атомов водорода в молекулы, идущая с выделением 50400 ккал
на 1 кг атомарного водорода. Благодаря такому мощному тепловыделе-
нию атомарный водород наШел применение в технике. Хотя известно
несколько способов его получения, образующийся при этом продукт
ни при одном из них не сохраняется достаточно продолжительное вре-
мя, быстро соединяясь обратно в молекулы с обильным выделением
ранее поглощенной энергии.
Атомарный водород не является единственным. Так, реакции реком-
бинации атомов азота, а также кислорода, тоже сопровождаются значи-
тельным тепловыделением, но во много раз меньшим. В табл. 45 приве-
дены некоторые величины, характеризующие тепловую ценность ато-
марных топлив, принятых в газообразном состоянии.
Таблица 45
Атомарное топливо Реакция Теплота образова- ния, ккад/г-ат ккал/кг Р), кг/кг/сек (1^-0,5) а, м/сек (^-0,5)
Атомарный во- дород 211—>Н2 —50; 4 50400 1430 14500
Атомарный азот 2N—>N2 -129 9200 630 6170
Атомарный кис- лород 20—>О2 -81,5 5100 470 4620
Атомарные топлива относятся к группе унитарных топлив и пото-
му позволят достичь к. п. д. двигателя больший, чем 0,5, благодаря от-
сутствию тепловых потерь от неполноты смешения компонентов. Вместе
с тем, атомарные топлива обладают и недостатками унитарных топлив.
Будучи неустойчивыми образованиям, они являются весьма опасными
взрывчатыми веществами. До более тщательного изучения свойств
атомных состояний отмеченных веществ затруднительно приписать ато-
марным топливам какую-либо роль в будущем реактивных двигателей.
Тем не менее, вполне возможно, что путь развития мощных топлив
будущего лежит через молекулярные процессы к атомарным и, в отда-
ленном будущем, к внутриатомным процессам.
329
СОДЕРЖАНИЕ*
Предисловие
Введение
Часть!
КРИТИЧЕСКИЙ ОБЗОР РАЗЛИЧНЫХ ТОПЛИВ
Глава I, Оценка качеств жидких топлив
1. Общие соображения
2. Теплопроизводительность топлив
3. Значение теплопроизводительности топлива
4. Объем продуктов горения топлив
5. Температура идеального горения
6. Некоторые физические свойства топлив и их компонентов
7. Некоторые химические свойства компонентов топлива
8. Оценка качества топлива
Глава II. Жидкие окислители
1. Общий обзор
2. Закись азота
3. Азотная кислота
4. Гидроперекись
5. Двуокись хлора
6. Хлорная кислота
7. Тетранитрометан
8. Азотный тетроксид
9. Опытное азоттетроксидное производство
10. Пятиокись азота
11. Моноокись азота
12. Жидкий кислород
13. Жидкий озон
14. Жидкий фтор
15. Рациональный выбор окислителей
Глава III. Жидкие горючие
1. Общий обзор
2. Жидкий метан
3. Нефтепродукты
4. Ароматические углеводороды
5. Жидкий ацетилен
6. Жидкий водород
7. Кислородсодержащие углеводороды
8. Нитробензольные и нитротолуольные горючие
9. Фосфор и его растворы
10. Рациональный выбор горючего
Глава IV. Рациональный выбор топлива
1. Роль плотности топлива
2. Применение тяжелых инертных примесей
3. Применение легких инертных примесей
4. Срабатываемость топлива в двигателе
5. Оценка наивыгоднейшнх топлив
Глава V. Способы повышения качества топлива
I. Общие соображения
2. Металле- и металлоидоводородные горючие. Металлорганические соединения
3. Коллоидное топливо. Органозоли
4. Топлива будущего
Предметный указатель
* Содержание книги, из которой здесь публикуются не все главы, приведено
полностью.
О ВЫЧИСЛЕНИИ СТЕПЕНЕЙ диссоциации
продуктов СГОРАНИЯ*
(1936 г.)
Рассмотрим общий случай, когда продукты сгорания до диссоциации
состоят из СО2, Н2О и N2. Отнеся объемы Н2О и N2 к 1 м3 СО2, получим
состав газов: СО2 — 1 м3, Н2О — w м3 и N2 — дм3. Составляем уравнение
реакции, отнесенное к двум единицам объема СО2:
2СО+О2+2®Н2+®О2+2dN, Z? 2СО2+2®Н2О+2dN,.
На основании закона взаимодействия масс можем написать выра«
жение для константы равновесия:
ts /’CO/’OaPiff/’Ot/’N,
р /’со./’що/’N,
где р с индексом — парциальное давление соответствующего газа
в смеси.
После сокращения получаем
2 _ 2w w
if _________________ ^CO^Oi __ is If ID
Л₽ -2 2w Л₽*’Ар«Р
/’со, /’ню
где Крл — константа равновесия реакции 2СО+О2ч^2СО2,
Kpw — константа равновесия реакции 2Н2+О2зё=2Н2О.
Полное давление в недиссоциироваппой смеси:
Р=PCOt + /7н,о + Ри,
и аналогично для диссоциированной смеси
Р= РСО, 4" №,0+Ри, + /7со4" Рн, + А>,.
Состав по объему недиссоциировапной смеси V= 1 -|-w -f-[ bm3 (0е, 760).
Состав диссоциированной смеси
И'=(1 — ак) СО2+айСО+0,5айО2+®(1 -аю) Н2О +
+®awH2+0,5wawO24-dN2M3(0°, 760),
где ал — степень диссоциации СО2, aw — степень диссоциации Н2О.
После сокращения получим
l/'=l + w4-d4-0,5(aft+waw) м3 (0°, 760).
Парциальные давления диссоциированных продуктов
_ ^со, _ ______________________________1 — «л______.
”с0* у» " j _|_ w ц. ц. 0,5 (<хА + v>a„) ’
* Отчет РНИИ, 1936 г.; опубликован в сборпике РНИИ <Ракетная техника»,
1937 г., вып. 4, стр. 60—74. Приводится с сокращениями.
331
„ „ Fco „ a* •
^00=^-577- = ^— >
^Oa 0,5 (a* + wa™)
PO»=P-^T=P- ~ ----— •
^H,0
Pn,0^p-^-=P v
„ _ „ ^H,__wgw .
^H’ V ? V ’
^Ns b
P^ = P~=P^-
V
(1 — aw) w .
Найдем выражение для KVk
к — рсоро. _ 0,5a%(aft +wam)
PCOi О — [1 "b W 4" b 4- 0,5 (d£ + tVGfu)]
Kfk=P
2(1 4- w + Q
a* 4' waw
(l-a*)2
2(l+«r-M)
------Z----^"a*
1 + w---
ak
Для решения воспользуемся реакцией водяного газа CO+HjO^
Аю^що___ a* (1 — aw)
АХЭ^Н* aW О — aft)
отсюда получаем
1
^“W
°-h O’k + Kpg (1 — Oft)
Для нахождения a* и аш для различных температур Т°абс достаточ-
но совместно решит ь систему уравнений
“5
(*)
lgX’pft=lg/’+lg---------
(1 -*хя)2
°w
4
Ofc ctft + KP£(l— as)
К„=/(П.
Зависимость Крк от Т известна. Значения Крй для различных тем-
ператур также известны.
Аналитическое решение полученной системы уравнений принципи-
ально возможно, но настолько громоздко, что пе представляет практи-
ческого интереса. Профессор Шюле предлагает решать эту систему
следующим образом ’. Сначала по уравнению (2) определяют прибли-
женные значения отношения для ряда температур, полагая для
этого aw и afe малыми по сравнению с единицей, т. е. принимая, что
__________ К pg
1 В. Шюле. Новые таблицы и диаграммы для технических топочных газов, 1931.
332
Рис. 1
Подставляя полученные значения отношения в выражение
Т(Д.я=2(1+д,-+-а-
1+w —
«л
из формулы (1), получают ряд значений функции для различных тем-
ператур. Находят приближенное среднее значение этой же функции
для выбранного интервала температур, после чего строят график
а?
1g/ («)=1g (i_Oft)2[T(W,ft),+ aft] •
Затем, располагая кривой \gKpk=f(T),
графически находят приближенные значения а& (рис. 1).
После этого с помощью приближенного значения а& из уравнения
(2) находят более точное приближенное значение -^2-. Затем все опе-
о»
рации повторяются снова. Опять находят среднее значение <р(о>, 6),
строят новый график lgf(а), снимают с диаграммы исправленные зна-
чения а*, по которым из уравнения (2) находят аю-
Ограничиться первым приближением рискованно, так как при боль-
ших степенях диссоциации могут получиться большие ошибки
Для вычисления степеней диссоциации a=f(T) методом Шюле
необходимо затратить около одного-двух рабочих дней.
Ниже описываются точный и два приближенных метода вычисле-
ния степеней диссоциации, отличающиеся простотой и быстротой полу-
чения, искомого результата. Все методы — графоаналитические.
1. ТОЧНЫЙ МЕТОД
Подставив значение-^2- из формулы (2) в формулу (1), получим
или *- 1 + a* + Kpr(l-aft)
з
l«^,.= lg? + 18 (j-V?-1г [-----2|1+" + >)----+a»l .
(1 — ед2 j ___________»________
L + (1 — «Л)
(3)
1 В. Шюле. Новые таблицы и диаграммы для технических топочных газов,
стр. 101—102» 1931.
333
Имея таблицу значений KPg=f(T) и зная давление р и состав про-
дуктов сгорания (w, 6), составляем с помощью формулы (3) таблицу
значений ig/Cp* при различных температурах и значениях ал. Интервал
температур, для которых определяется lg/Срл, должен заключать в себе
ожидаемую температуру горения, если конечной целью является опре-
деление температуры горения с учетом диссоциации. Вид таблицы
такой:
Таблица t
Строим графики lg Kph=f(T) и lgKPA==f (ал, Г), как показано
на рис. 2. При этом значения 1£Лрл для различных температур берем
из готовой таблицы (приложение 1). Значения функции lg/Срл3
=/(ал. Г) берем из таблицы, составленной по образцу таблицы 1,
и для каждого значения ал получаем определенную зависимость
IgKpft от температуры, т. е. получаем ряд кривых по числу принятых
для ah значений, согласно табл, типа 1. (Эта группа кривых па рис. 2
снабжена индексами ai, аг, аз и т. д.).
Точки пересечения кривых lgKpk=f(.ak, Т) с кривой lgKpk=f(TY
дают искомые значения ал=/(7’), откладываемые на диаграмме (рис. 2,
внизу) относительно той же оси абсцисс. Для определения аю поль-
зуемся другой диаграммой (приложение 3), построенной по формуле
a — a*
• ай + Крг(1-аЛ) *
Полученные значения aw откладываем на диаграмме (см. рис. 2,
внизу) относительно общей осн абсцисс, по которой отложены Т° абс.
Диаграмма приложения 3 позволяет моментально определять зна-
чения aw в интервале температур 1500—4000°абс., по найденному значе-
нию ал. Располагая этой диаграммой, таблицу 1 можно составлять
по формуле 1, что пемного уменьшит вычислительную работу.
Для облегчения составления таблицы 1 можно пользоваться номо-
o’
граммой приложения 2, дающей значения 1g---------— при различных ал-
(1 — а»)2
Пример. Найдем значения степени диссоциации продуктов сгорания нитробензола
в азотной кислоте в интервале температур 1800—4000° абс., полагая коэффициент из-
бытка окислителя а=1. Давление — 20 ата.
Уравнение сгорания:
5HNO3 + (УШОг 6СО2 + 5Н2О + 3N2.
Отнеся объем продуктов сгорания к 1 м2 СО* получаем
5
w = —= 0,833 м3;
6
* =-4-= 0,500 м3
6
У =1+ w + 6 = 2,33 м3
334
Составляем таблицу значений lg/Cpft =
Т). Для этого пользуемся готовыми зна-
чениями
^Г=/(ал)
(1 — ак)2
и Kpg = f(T) (см. приложения 1 и 2). Давление р
принимаем равным единице, имея в виду, что
построенная диаграмма позволит определять сте-
пени диссоциации при любом давлении. Тогда
jgp=O, и по формуле (3) получаем выражение
для lgKpfe:
1дКРк
1-
Рис. 2
igKpK-f(T)
О
-1
-6
0,70
0,50
0.50
0,40
0,50
0,20
0,10
-5
Рис. 3
-зч
'7-.м- III..
1800200025003000x5500^
<*к
0,80
lg KPft=lg
4,66
(1 — <ХЛ)2
1 0,833
+ Kpg (1 — tyfe)
+ <хА
ак^0,90
<3^0,80
а*=0,7О
ак=о,бо
ак*0,50
ан=0,40
ah=0,30
а*=0,20
ал*о,1О
ак=0,05
ак=о,оз
ан=0,01
Т°абс
оооаш
0,40
0,35
-0,30
-0,75
‘0,20
-0,15
-0,10
-0,05
«ли
1g - f (а*) - <р (а*, Кр^). (4)
Примем интервал температур 1800—4000° абс., причем значения IgKpg, начиная
с 2000° С будем определять через каждые 400° С и для ал, равных: 0,01, 0,03, 0,05,
0,10, 0,20, 0,30, 0,40, 0,50, 0,60, 0,70, 0,80 и 0,90.
Сначала составляем таблицы значений <p(afc, Kpg) для различных Т и afc. Для
каждой температуры получаем одну таблицу значений ср(ал). Всего получаем семь
таких таблиц (Т=1800, 2000, 2400, 2800, 3200, 3600, 4000°С).
Беря разности по уравнению (4) при одинаковых а*, получаем окончательную
таблицу, дающую численные значения функции lgKPft=f(afe, Г). По данным таблицы
наносим на миллиметровую бумагу кривые lg KPh«f(afe, Т), принимая для каждой
кривой определенное значение а». Температуру откладываем по оси абсцисс, а по оси
ординат — значения lgKp* (см. рис. 3). Получаем группу кривых по числу выбранных
значений для а^.
На этой же диаграмме (;рис. 3) откладываем известные значения функции lgKpJk=
—f(T) (Приложение 1). Точки пересечения этой кривой с кривыми lgKpfc=f(afc, Г),
очевидно, и дают искомые значения степени диссоциации а* в рассматриваемом интер-
вале температур при р==1 ата. Точки пересечения при любом другом р находятся при-
бавлением к ординатам нанесенных кривых /(a*, Т) величины 1g р. В нашем случае
1g 20=1,301.
335
Полученные значения a.h=f (Т) приведены внизу рис. 3. Для нахож-
дения clw по полученным значениям at пользуемся диаграммой прило-
жения 3. Результат представлен на том же рис. 3 (внизу).
2. ПЕРВЫЙ ПРИБЛИЖЕННЫЙ МЕТОД
Для графического построения кривых функции lg/Cpft=f(aft, Т) цля
каждого значения ад вычисление производилось при семи значениях
температуры. Однако надобность в семи точках для построения кривых
отсутствует.
При построении диаграммы, приведенной на рис. 3, обращает
на себя внимание весьма слабая зависимость функции lg/Cpft=
=/(ад, Т) от температуры. Линии получаются прямыми и почти гори-
зонтальными. Поэтому оказывается возможным ограничить вычисли-
тельную работу, если расчет производить лишь для одной температуры,
средней для того интервала, для которого ищутся степени диссоциации.
При чтении графика с точностью до 0,002 ад, численные значения а*
получаются те же, что и при точном методе.
Пример. Произведем расчет для тех же продуктов сгорания. Имеем: w=0,833 м3;
&=0,500 м3; 14-ад+6=2,33 м3.
Ищем степени диссоциации при температуре горения исходных продуктов (азот-
ная кислота+нитробензол). Эта температура порядка 3200° абс. Подставляя в формулу
значение Kpg при этой температуре, производим вычисления IgKp* при ряде значе-
ний ад.
Строим график lg ЯРд=/(ад, Г) в виде прямых линий, параллельных оси абсцисс
(Г), аналогичный изображенному на рис. 3. Нанеся на этот же график по данным таб-
лицы приложения 1 кривую lg Kph=f(T), находим по точкам пересечения искомые зна-
чения ад для различных температур в интервале 1800—4000° абс. Значения а» для
водяного пара находим по готовому графику, дающему зависимость aw от аь. пр»
различных температурах (приложение 3).
Значения ад и aw получаются точно те же, что и в предыдущем примере.
Практически нет нужды в графическом построении. Достаточно располагать гра-
фиком или номограммой функции 1g /CPA=f(T), составленными по таблице (Приложе-
ние 1), чтобы, делая на них засечки значений 1g ХРд, читать температуры, отвечающие
соответствующим ад.
3. ВТОРОЙ ПРИБЛИЖЕННЫЙ МЕТОД
При вычислении обращаем внимание на то, что последний член справа
уравнения (3) или (4), весьма мало зависит не только от Т, но и от а*-
Поэтому мы можем для функции
?(<>.*„)= 1g Г----2(1+” + >)----+а»1
11 ™
*- а* + Kpg (1 — ад)
принять лишь одно усредненное значение, отвечающее средней темпе-
ратуре и одному какому-нибудь значению ад, например при Т=
=3200° абс и ад=0,50.
Таким образом, вся вычислительная работа сведется к определе-
нию одного значения функции <р(ад, Kpg) при выбранном значении
Т и ад.
Пример. Примем продукты сгорания те же, что и в прошлом примере. Найдем
значение функции <p(a*, Kpg) при Т<=2800°С и а*=0,2:
?(«»> KPg-) = lg -------
1 +•
0,2 +Крг 0,8 J
Пользуясь номограммой (приложение 2), по уравнению
lg^Pt=lg(1_at)2 - у (ад, К₽г) = /(ад)-0,643
составляем таблицу.
336
G>
Номоерамма функции.-.
-3,00- -0,09 -1,00- -Ц36
t20- -J,08 ,10-
-0,32
,60- -0,07 ,20-
-0,30
,60 - -0,06 ,30-
,80- Г 0.05 ,60- -0.28
•>6,00- ,50- [П2б
>20- .1 1-0.06 ,60- 1-0,26

,60 - г .70- =
,60- ^-о,оз ,80-

,80- ,90- f-020

-5,00 - >20- -0,02 -2.00- ,ю- Ь0.18

,60- ,20-
^-016
Мв
,60- .30- ^-0,15

,80- ,60- ф-0.16

-0.01
-6,00- ,50- Z-0,13
-
,20- ,60-
,60- ,70- ТО.12

,60- ,80- то.и

,80- ,90- То.1°

-7,00 - fw Ок - 3,00 -
jo
,60
1,00
,90
,80
0,75
,50
,60
.30
,20
+ 0.10
0
-0.10
.20 —
.30-
,60 —
,50
,60
>70
0,70
0,65
0.60
0,55
0,50
-0.65
0.60
,80- -
,90- ”
-1,00-1-0,35
ffa/t) а*
г.20-Г(197
3,00
,90
,80
.70
,60- -
50
JO
,30
,20
,10
+ 2,00
,90
,80
JO
,60
,50
JO
-0,96 .
,30- =•
20 Л
1,00
0.96
0,92
0,90
0,88
0,86
0,86
0,82
-0,73
Рис. 4. Приложение 2
Рис., 5. Приложение 3
э
о
0.80-
0,70-
0,60-
0,50-
цбо-
Q30-
0,20
0,10-
0,05
0,01
Диаграмм <x^f(<xK,T)
для трех интервалов значений <ХК: 0-0,15, 0,15 OJO, 0-0,95
и для интервала температур : 1500 -6000° 'абс.
1500е
1800°
0,025
2000'
2200е
2200е
7600е
0.0?
Otw J
gg(?H
0.06
0,020
0.05
3600е
0.06
0.015
/ЛТЪйТчГЧ
<Хк:0~0,15
П7МШ///ЛШШ
I
0.001
0000
5800"
'6000'
3200е
3600е
2600е
' 2600е
' 2800е.
' 3000е
' 3200е
15001
1800\
2000е
0,010
0,009
0008
0007
0.00b
—Я-“»ПИИИМВМИ|ИЯ
'.15-OJO
0.10
OCK:Q-0,95
1 деление 0,02^
0,90 .1,00
0,60
0,20
0,30
b,bO
o;/1j
0,80
Ъ
7л
0,05 0,10
0,50

0.30
1 деление-0,02 а к
0.60
____
nwirzw^Mi
iraiKzr^iiii
макг//7
3800
'6000
1 деление -0.01 а*

шяи
ети
HSH
Располагая графиком или номограммой функции lgKph=f(T), составленными по
данным приложения 1, и откладывая на них значения lg/Срл из таблицы, непосред-
ственно отсчитываем температуру, отвечающую каждому значению а*. Можно дейст-
вовать иначе. В общем виде
1g Крй == lg Р -г / (а*) — <р (аь Kpg) = f — А,
где А — величина, не зависящая от а* и Г. Отсюда f (аь) =lg Крь+Д.
Вычислив А но заданному р и произвольным Т и а&, составляем таблицу значений
при различных Т, для чего величины lgKpgef(7) берем из приложения 1. Затем.
с помощью номограммы приложения 2, находим а& при этих же температурах. Объем
вычислений тот же, только в первом случае получаем Т, отвечающие целым заранее
выбранным значениям а*, а во втором — наоборот, значения а*, отвечающие выбран-
ным целым значениям Т. Последнее удобное для нахождения а» при пользовании диа-
граммой приложения 3, составленной для целых значений температур.
Если бы при определении функции <р(а&, Kpg) мы приняли произвольное значе- *
иие dk равным не 0,2, а 0,5, то эта функция равнялась бы не 0,643, а 0,654, и после
вычислений получили бы те же значения для ал=/(Т).
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Результаты сравнительных расчетов, проведенных тремя описанными
выше методами для одних и тех же продуктов сгорания (нитробензола
в азотной кислоте), даны в табл. 2 (а*. в процентах), на основании
которой можно заключить, что надобность в точном расчете и в первом
приближенном способе отсутствует, так как второй приближенный спо-
соб дает те же результаты.
Таблица 2
Г9 абс. Точный способ 1-Й прибли- женный способ 2-й прибли- женный способ Метод Шюле Г° абс. Точный способ 1-й прибли- женный способ 2-Й прибли- женный способ Метод Шюле
2000 2,3 2,3 2,3 2,4 3250 69,4 69,4 70,0 71,5
2250 7,7 7,7 7,9 7,8 3500 80,6 80,6 80,6 82,0
2500 18,6 18,6 18,8 19,7 3750 87,5 87,5 87,5 88,5
2750 35,8 35,8 35,8 37,2 3900 90,2 90,2 90,3 92,0
3000 53,9 53,9 53,9 56,0
Ранее уже указывалось, что при вычислении степеней диссоциации
продуктов сгорания по методу профессора Шюле для построения зави-
симостей аь=/(Т) и aw=f(T), вычислителю приходится затрачивать
около одного-двух рабочих дней. Болес точные результаты полу-
чаются при первом приближенном методе, требующем два часа
на вычислительную работу. Второй приближенный метод для получения
тех же зависимостей требует лишь 15—20 мин., в течение которых полу-
чается результат большей точности, чем по методу Шюле (см. табл. 2).
ДИССОЦИАЦИЯ в РАКЕТНОМ ДВИГАТЕЛЕ *
(1936 г.)
С явлением диссоциации в технике обычно не приходится считаться.
При решении задач внутренней баллистики этим явлением пренебре-
гают, так как при горении пороха в замкнутом объеме весьма высокие
температуры сочетаются с высоким давлением, делающим влияние
диссоциации неуловимым. В обычных двигателях внутреннего горения
и топках низкое давление сочетается со сравнительно низкой темпера-
турой таким образом, что диссоциацией можно пренебречь.
Иначе обстоит дело в ракетном двигателе, где высокие температуры
сочетаются со сравнительно низкими давлениями и учет диссоциации
является неотъемлемой частью расчета двигателя.
Способ расчета степеней диссоциации, предложенный В. Шюле* 1,
для составления таблицы или графика значений степеней диссоциации
продуктов сгорания по температуре требует около одного-двух рабо-
чих дней. Ниже излагается более точный способ расчета, требующий
значительно меньше времени для получения той же зависимости.
С помощью этого способа вычислены степени диссоциации продуктов
сгорания различных топлив при различных температурах, давлениях
и соотношениях компонентов. При этом мы пренебрегаем влиянием
реакций, ведущих к образованию окислов азота и метана, а коэффи-
циент полноты сгорания принимаем равным единице.
Реакции диссоциации
2СО+О2^2СО2, (1)
2Н2+О25=2Н2О (2)
введем в расчет непосредственно, а реакцию
2ОН+Н2^2Н2О (3)
учтем в скрытом виде, используя для расчета теплоемкости водяных
паров, отвечающие совокупному действию двух реакций разложения
воды (2) и (3), именно теплоемкости по данным В. Шюле2.
Допустим, что во взаимодействующих окислителе и горючем содер-
жатся в сумме кислорода, углерода, водорода и азота следующие отно-
сительные молекулярные количества:
О2 -р С -|- д2 Н2 л3 N2.
* Отчет РНИИ, 1936 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. Xs 1, ед. хр. № 36, лл. 7—63. На-
ходился в печати в сборнике «Реактивное движение», изд. ЦС О АХ 1937 г., № 3. Пуб-
ликуется с сокращениями.
1 В. Шюле, Новые таблицы и диаграммы для технических топочных газов,
1931.
2 В. Шюле, Техническая термодинамика, т. 12, стр. 82—83, 1935 г.
339
Мы отнесли число участвующих в реакции молекул простых тел
к одному атому углерода. Тогда состав продуктов реакции выразится
следующим образом:
(1 — я*) СОа -J- ak СО 4” (1 — я») НаО -|- /1аяш На+
Жл1+°>5[яй — Ml—“«)] — l}Oa+n3Na, (4)
где од и од, — степени диссоциации соответственно углекислоты и водя-
ных паров по уравнениям (1) и (2). Объем диссоциированных продук-
тов сгорания после сокращений составит
V=лх+па+п3 4- 0,5 [ ак—ла (1 — л„)]. (5)
Константа равновесия реакции (1), согласно закону взаимо-
действия масс, будучи выражена через парциальные давления газов,
имеет вид:
ЬГ _ РсОРйг
ЛР*---Z2-- *
/’со,
Обозначив через р полное давление в смеси, определим значения
парциальных давлений СО, О2 и СО2 из выражения (4) и подставим
в формулу для Kpfc
^со " од
псо= п--= р-------------=-----------;
V nj + л2 + л3 + 0,5 (од — п2(1— ада)]
_nVO,_ Л1 + 0,5 [од —л2(1 —aw)] — 1 .
Р°. — Р -J;-Р---------у---------.
^СО, 1—ОД
рсо.=р^-=р-^;
a|{ni +0,5[од—л2(1 — а»)] — 1}______
(1 — од)2 {«1 + п2 + п3 + 0,5 [од — л2 (1 — ша,)]}
L Л1 +0,5 [а* — л2(1 — аю)] — 1J
Кроме того, воспользуемся реакцией водяного газа
CO+HaO5tCOa+Ha,
(6)
(7)
получающейся в результате вычитания уравнения (2) из уравнения (1).
Аналогично находим выражение константы равновесия Kpg реакции
водяного газа:
гг /’со/’н.о од (1 — aw)
О — а^)
откуда
aw=-------. (8)
ak + KPg (l-a«) 1
Совместным решением уравнений (6) и (8) могут быть найдены зна-
чения од и од, для различных топлив (ni, п2, п3), давлений р и темпера-
тур. Последние входят в выражения для констант равновесий Крц
и KPg. Значения этих констант при различных температурах вычисля-
лись по уравнениям (9) и (10), составленным на основании теплоемко-
стей по данным Шюле:
1g К р4=8,048 - +0,634 lg Т - 0,0003677, (9)
lg K9g= 14,52 - - 3,823 lg 7+0,0003167. (10)
340
В основу расчетов нами положена следующая схема решения.
Подставляя в уравнение (6) значение аш из уравнения (8) и логариф-
мируя, получаем:
ОС к
1gЛ’рй=lglg -——-?(/*i, «2. ай» Л. (И)
11 — (*w
где функция ф( ), в общем случае (a^l) означает:
1 + «2 + «3
«й
?(«1 «2, «з. «й. T)=lg 1 4--
I «1+0,5
вй + Крг(1 — я®) JI J
(12)
Составим с помощью уравнения (11) таблицу значений 1g КРл, подстав-
ляя в это уравнение ряд значений ак от минимального его значения,
представляющего практический интерес, например, от 0,01, до почти
полной диссоциации — 0,9. Эти подстановки будем производить
при ряде значений температур от минимальной, при которой начинается
диссоциация (~1500°), до желаемой максимальной. Причем, расчеты
при температуре выше 4000° мы не проводим, поскольку при этих усло-
виях теплоемкости газов еще не изучены. С изменением температуры
в выражении (12) меняются значе-
ния Xpg. Необходимые нам для-рас-
чета значения /Срг при различных
температурах берем из Приложе-
ния 1.
В результате получаем следу-
ющего вида таблицу значений
lg/CPft.
С помощью этой таблицы сос-
тавляем график lg/Cph=f(aft, Т) в
осях lg/Срй—Т. Для каждого значе-
ния а* получаем на графике отдель-
ную кривую, число которых равно
числу выбранных значений ал. На
том же графике строим зависи-
мость действительных значений
lgKpft от температуры, беря дан-
ные из Приложения 1. Пересечения
кривой действительных значений
по табл. 1, дают искомые значения температур, отвечающие выбранным
ал. Затем, по уравнению (8) находим аш при различных температурах.
Такова принципиальная схема метода вычисления степеней диссо-
циации. Однако в составлении табл. 1 нет нужды. Функция (12) обла-
дает рядом свойств, позволяющих существенно сократить вычислитель-
ную работу без ущерба точности результата.
Свойства этой функции меняются в зависимости от того, происходит ли
сгорание топлива при стехиометрическом соотношении компонентов,
которому отвечает коэффициент избытка кислорода а=1, при избытке
окислителя (а>1) или при избытке горючего (а<1).
Рассматривая эти частные случаи, мы можем преобразовать урав-
нение (6) к следующим видам:
Если a = 1, то n1=l-f-0,5/za и
уравнение (6), будучи прологарифмировано, преобразуется к виду
з
lg км= 1g Р+1g _ 1g Г2 + а,1. (6а)
(1 — ай)2 . .
1 +п2——
U Oft J
Если a > 1, то л1=14“О,5па4-е,
341
где е— количество молекул свободного кислорода в продуктах сгора-
ния, приходящееся на один атом углерода. В этом случае уравнение
(6) примет вид:
+ отДУЛ ?Т.4 • (S6)
(1—ад)1 2 * L 0,5 (а^ + n2<xw) + в J
Если а<С1, то имеем:
2
ig^-ig?+ig ig [ i +—т1 • (6в>
(1 — о*)2 L П1 + О»5 [а* — «2 (1 — aw)j — 1J
Практически оказалось целесообразным решать эти уравнения
в каждом из трех рассмотренных случаев несколько по-иному.
1. КОЭФФИЦИЕНТ ИЗБЫТКА КИСЛОРОДА а=1
До диссоциации продукты сгорания имеют состав
СО2 -}- tl-2 Н2О 4* л3 N2,
чему отвечает п= 1 4-0,5и2-
Тогда, согласно выражению (4), состав продуктов сгорания в дис-
социированном состоянии окажется
(1—а*) СОа 4- ак СО 4- п2 (1 — ctw) Н2О 4- п.2а„ Н3 0,5 (ctft—п2аю) О2 4“ газ N2.
Подставим уравнение (8) в уравнение (5а):
2 (1 4- л2 4* ”з)
4- ак
(13>
«2
—G>k)
Автором было показано S что последний член .этого уравнения не зависит от ад
и температуры. Определив одно значение этого члена при одном каком-либо значении
ад и произвольном значении температуры2, с помощью уравнения (13) легко могут
быть найдены значения ад при любых температурах. Обозначив последний член урав-
нения (13) через ф(«2, Лз), перепишем это уравнение:
1g Крй = lg Р + 1g “ * ("2’ Лз)’
где <p(rt2, n3)=const для рассматриваемого сорта топлива. Приняв ад—0,2, а темпе-
ратуру равной 2800° абс, которой отвечает КР^9,29 (см. Приложение 1), получаем:
?(Л2. n3)=lg [,2-<1-±.B2±"3)- + 0t2'.
(13а>
я2
7,63
Величины р, п.2, Пз заданы. Подставив их численные значения в (13а) и суммируя по-
стоянные величины, получаем:
+ <,3б>
откуда видно, что lg/Срд зависит лишь от ад, т. е. это уравнение при различных ад
изобразится на графике 1g Крд—Т линиями, параллельными оси абсцисс. Это обстоя-
тельство позволяет еще более упростить расчет, обходясь без каких-либо графических
построений.
Подставив в уравнение (136) ряд значений ад от сотых долей единицы до, на-
пример, 0,9, получим ряд значений 1g /Срд, каждому из которых отвечает только одна
и вполне определенная температура по уравнению (9). Для ускорения расчета нами со-
ставлена номограмма по уравнению (9), на которой можно непосредственно отсчиты-
вать температуру, отвечающую каждому значению lg/Срд, определяемому по уравне-
нию (136) при подстановке различных значений ад.
1 О вычислении степеней диссоциации продуктов сгорания, отчет РНИИ, 1936 г.;
опубликован в сборнике «Ракетная техника», вып. 4, издание ОНТИ, 1937 г.
2 Желательно брать температуру среднюю для того интервала, в котором ищутся
степени диссоциации.
342
В Приложении 2 приведены значения логарифма дроби уравнения
(136) при различных а*. Использование этой вспомогательной таблицы
сократит вычислительную работу.
Найдя значения температуры, отвечающие ряду значений а&, можем
построить график a&=f(T), с помощью которого определять а& при
любом Т в рассмотренном интервале значений степени диссоциации
углекислоты.
Наконец, с помощью диаграммы Приложения 4, составленной
по уравнению (8) и (10), непосредственно находим степени диссоциа-
ции aw по известным а*. и отвечающим им температурам.
Масштаб номограмм позволяет определять степени диссоциации
с точностью до 0,1%, а температуры — до 5° С, беря половину деления,
что вполне достаточно для любых расчетов, так как эта точность превы-
шает ту, с которой определены теплоемкости газов, положенные в осно-
ву расчета.
Весь расчет, дающий в итоге таблицу значений аь и aw в интервале
2000—4000° абс, занимает до 15 мин. Если же необходимо определить
температуру, отвечающую лишь одному значению степени диссоциации
ад и aw, то необходимое для расчета время измеряется несколькими
минутами.
2. КОЭФФИЦИЕНТ ИЗБЫТКА КИСЛОРОДА а>1
В недиссоциированном состоянии продукты сгорания имеют состав
С О2 4“ П2Н2О -|- /I3N2 ^Ог.
Отсюда находим, что Mi = l+0,5n2+e. Подставив значение Пу
в выражение (4), получим состав диссоциированных продуктов сго-
рания: ‘
(1 — «*) СО2 -|- ай СО+л2 (1 — аш) Н2О 4- л2ада Н2 4-
4-[0,5 (ай4~я2а»)4"е] O24-»sN2.
Подставим уравнение (8) в уравнение (66),введя обозначение:
<р(п2, п3, е, aft)=lg 14
_____________1+^2 + Лз_________________
0,5a* 11 4- ~r. \~ 1 "Ь е
L а* "Ь Kpg (1 — <Xjfe) J J
тогда получим
a?
lgKpft=lg/?4-lg (4_gjt)2«з> aft). (14)
Когда a>l, то функция ф, полученная из выражения (12), теряет
свое постоянство. В этом случае функция ф практически не зависит
от температуры, но зависит от а&.
Для решения уравнения (14) необходимо произвести подстановку
ряда значений а& при одной температуре, примерно средней для рас-
сматриваемого интервала. Составив для этого вспомогательную таблицу
значений ф для одной выбранной температуры, с помощью Приложе-
ния 2 находим -по уравнению (14) значения IgKph, подставляя для каж-
дого а* свое значение функции ф. По номограмме Приложения 3 нахо-
дим температуры, отвечающие этим значениям lg/Срь Наконец,
с помощью уравнения (8) или номограммы Приложения 4 опреде-
ляем aw-
Метод расчета остается по сути тем же, что и при а=1, несколько
усложняясь за счет необходимости подсчета функции ф для каждого
принятого значения а*. Величины aw определяются совершенно оди-
наково.
343
Для проведения вычислений Т и av для двенадцати значений ал
необходимо затратить около полутора-двух часов.
3. КОЭФФИЦИЕНТ ИЗБЫТКА КИСЛОРОДА а<1
В отличие от тех случаев, когда а^1, состав продуктов сгорания
при а<;1 не может быть просто написан, без учета диссоциации, даже
при сравнительно низкой температуре, так как то недостаточное
для полного окисления количество кислорода, которое содержится
в смеси, должно некоторым образом распределиться между углеродом
и водородом. Причем это распределение регулируется реакцией водя-
ного газа и, следовательно, зависит от температуры.
При а<1 копстанта равновесия углекислоты в продуктах сгорания
выражается уравнением 6в. Вычисления показывают, что последний
член этого уравнения зависит от ал и от температуры, следовательно
те методы расчета, которые мы применяли при а^1, в данном случае
непригодны.
Исследуем свойства уравнения (6в). Для этого составим с помо-
щью уравнения (6в) таблицу значений lg/Срл при ряде значений «л
и температуры *. Расчет проведем для конкретного случая, приняв
в качестве топлива азотную кислоту+тракторпый керосин, р=20 эта,
а=0,9.
Результаты расчета изобразим графически в осях^ 1g Крк — Т.
Для каждого значения ал получим кривую зависимости 1g Л'рл от темпе-
ратуры. Нужно иметь в виду, что из всех математически возможных
значений lg/Срл, даваемых этими кривыми, действительны лишь те зна-
чения, которые удовлетворяют уравнению (9). Нанесем на эту же диа-
грамму функцию lgKpk=f(T) по уравнению (9). Абсциссы точек пере-
сечения кривых, вычисленных по уравнениям (6в) и (9), дают значения
температуры, отвечающие значениям ал соответствующих кривых урав-
нения (6в). Таким путем задача решается, но этот способ не может
быть рекомендован, так как требует большой вычислительной работы.
Однако, характер кривых позволяет пайти более простой путь к реше-
нию задачи.
Обращаем внимание на то, что кривые aA=const, вычисленные по уравнению (6в).
обрываются в —оо и при температурах до 2400° К пересекаются с кривой уравнения (9)
на вертикальном участке. Из уравнения (бв) находим, что условием равенства lgKp*=
—оо является
ni + 0,5 [ад — «2 (1 — «»)] — 1=0. (15)
Раскрывая скобки и вводя обозначение с=2(1—ntf+nz,
получим а*+л2а«>=с. (15a)
Подставим значение аю из уравнения (8), тогда
П о(Хь
а _]--------------= с ,
ал + КрН1-«*)
Решим это уравнение относительно а*: _____
а4=Л-1Л , (16)
Г pg — 1
с К pg + «2
Г“ Л-Т+2(К„-1>-
С помощью уравнения (16) можем легко найти значения ал при различных, тем-
пературах, имея заданными ni и п2. Величина аю найдется из (15а)
или же по уравнению (8). Замечаем, что ак и aw от давления не зависят.
1 С изменением температуры в уравнении (6в) меняется величина а», согласно
уравнению (8).
344
Отметим физическую сущность использованного приема вычисле-
ний и область его применения. Сравнивая уравнения (15) и (4) заме-
чаем, что условие (15) является требованием отсутствия в продуктах
сгорания свободного кислорода. Это же следует из требования
lgXpft=—оо, т. е. Крл=0. Иными словами равновесие составных частей
продуктов сгорания должно управляться лишь реакцией водяного газа
СО+НгО^СОг+Нг.
Пока в продуктах сгорания отсутствует свободный кислород, с помо-
щью уравнений (16) и (17) мы можем находить значения ал и аи-.
С приближением коэффициента избытка кислорода а к единице,
с уменьшением давления и с увеличением температуры диссоциация
СО2 и Н2О приводит к выделению свободного кислорода. Понимая
под областью применения уравнений (16) и (17) интервал темпера-
туры, в пределах которого они являются справедливыми, можем заклю-
чить, что этот интервал сужается с увеличением коэффициента а
и с уменьшением давления.
Так, в случае рассмотренного выше топлива (азотная кислота +
+ керосин) область применения формул (16) и (17) установлена при
р=20 ата для трех значений коэффициента а: при а=0,7 — до 3000°,
при а=0,8 — до 2800°, при а=0,9— до 2400°. Как видно, область при-
менения довольно широка.
При более высоких температурах необходимо пользоваться полным
уравнением (6в). Решение может быть получено следующим путем.
Замечаем, что при высоких температурах lg/Срл по уравнению (6в)
изображается в осях IgKpfe — Т прямыми слегка наклонными линиями.
Вычислим по уравнению (6 в) значения lg-Крл при ряде значений ал,
но для двух значений температуры — начальной и конечной в том
интервале,- в котором уравнения (16) и (17) оказываются непримени-
мыми.
Для рассмотренного примера при коэффициенте а=0,9 эти тем-
пературы будут: 2400° и 4000° (если мы желаем определить диссо-
циацию до 4000°), а значения at, очевидно, свыше 0,27, например,
начиная с 0,30 и выше через каждую 0,1.
Полученные точки нанесем на график и соединим прямой линией
каждую пару точек, отвечающую одному значению ал. Затем, построив
на том же графике кривую lgKpA=f(T’) по данным Приложения 1,
по пересечениям найдем температуры, отвечающие каждому из приня-
тых значений ал. Наконец, с помощью уравнения (8) или графика При-
ложения 4 определим ате.
При вычислении по уравнению (6в) пользуемся вспомогательной
таблицей Приложения 2, содержащей значение предпоследнего члена
уравнения, а также графиком Приложения 4, дающим значения аи,
при различных ал и Т.
Для вычисления величин ал и аю при восьми значениях температу-
ры в пределах 1500—4000° необходимо затратить около трех часов
времени.
Итак, мы убедились, что функция ф (12) обладает следующими
свойствами: 1) при а=1 функция ф зависит только от сорта топлива
(«2, п&); 2) при а>1 функция ф зависит от ал и от сорта топлива (пь п2,
«з); 3) при а<1 функция ф равна бесконечности при температурах до
2000—3000° С, а при более высоких температурах изменяется линейно,
зависит от сорта топлива (/и, п2, Пз). Эти свойства функции ф и были
нами использованы при разработке схем вычислений, удобных для прак-
тического применения.
Ниже приведены результаты вычислений степеней диссоциаций
продуктов сгорания различных топлив при а^1 и при различных тем-
пературах и давлениях. Расчеты проведены указанными способами.
345
Степени диссоциации продуктов сгорания при а= 1
Рассмотрим топлива самого разнообразного состава, представляющие
больший или меньший интерес для использования в ракетном
двигателе:
1. Азотная кислота и тракторный керосин (HNO3 и Су^Ни^Оо.оз).
2. Азотная кислота и скипидар (HNO3 и СюН16).
3. Азотная кислота и нитробензол (HNO3 и C6H5NO2).
4. Азотный тетроксид и скипидар (N2O4 и С10Н1б).
5. Тетранитрометан и скипидар (CN4O8 и CioHie).
6. Тетранитрометан и толуол (CN4O8 и С7Н3).
7. Тетранитрометан и легкий керосин (CN4O8 и C7,i3Hi4,s).
8. Перекись водорода и метан (Н2О2 и СН4).
9. Перекись водорода и тракторный керосин (Н2О2 и Cy.isHi^sOo.os) •
10. Кислород и скипидар (О2 и СюНм).
11. Кислород и этиловый алкоголь (О2 и СгН6О).
Таблица 2
№ по пор. Исходные и конечные вещества
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 8ЛОНЫО3+С7,i5Hi3,5Oo,05-^7,15СО2 +10,95H2O + 4,2HN2. 1 l,2HN03+CioHi6—И0СО2+ 13,6H2O+5,6N2. 5HNO3+C6H5NO2—*6СО2+5Н2О+3N2. 7N2O4+Ci0Hi6—>10CO2+8H2O+7N2. 4.67С (NO2) 4+CioHis-^ 14,7CO2+8H2O+9,34N2. 3C (NO2) 4+C7H8—> 10CO2+4H2O+6N2. 3,58C (NO2) 4+C7,i3Hi4,5—> 10,7CO2+7,25112O+7,16N2. 4H2O2+CH4—>CO2+6H2O. 21H202+C7,i5Hi3,50o.o5">7,15C02+27,7H20. 14О2+СюН16—>ЮСО2-г8Н2О. 3O2+C2H6O—>2CO2 4" 3H2O.
Таблица 3
№ no nop. Содержание тю объему Содержание по весу
в % на 1 м® СО1 в %
СО, н,о Ni СО1 НгО (л2) Nt (л3) СО2 н2о Nc
1 32,1 49,1 18,8 1 1,531 0,587 50,0 31,3 18,7
2 34,2 46,б 19,2 1 1,360 0,560 52,3 29,1 18,6
3 42,9 35,7 21,4 1 0,833 0,500 60,3 20,5 19,2
4 40,0 32,0 28,0 1 0,800 0,700 56,4 18,5 25,1
5 45,9 25,0 29,1 1 0,544 0,635 61,5 13,7 24,8
6 50,0 20,0 30,0 1 0,400 0,600 64,7 10,6 24,7
7 42,6 28,9 28,5 1 0,678 0,669 58,7 16,3 25,0
8 14,3 85,7 — 1 6,00 — 28,9 71,0 —
9 20,5 79,5 — 1 3,87 — 38,7 61,3 —
10 55,6 44,4 — 1 0,800 — 75,3 24,7 —
11 40,0 60,0 — 1 1,50 — 62,0 38,0 —
346
Уравнения реакций горения этих топлив даны в табл. 2. В табл. 3
приведен состав продуктов сгорания по весу и объему, а также даны
значения п2 и п3.
Определим степени диссоциации продуктов сгорания в интервале
температур 1800—4000 К. Составим таблицу значений функций ф, при-
няв значение Kpg, отвечающее средней температуре 2800 К и ал=0,2:
В результате вычислений получены следующие данные:
1 2 3 4 5 6 789 10 11
0,732 0,712 0,643 0,674 0,628 0,602 0,654 0,905 0,823 0,539 0,641
С помощью этих значений ф и Приложения 2 находим 1g/Ср*
для различных топлив, приняв р= 1 ата. Используя номограмму, состав-
ляем таблицу для ak=f(T) и aw=f(T). Зависимость степени диссоциа-
ции от температуры изображается кривой, имеющей вид интеграла.
Степени диссоциации продуктов сгорания рассматриваемых топлив
весьма мало отличаются друг от друга, для некоторых топлив совпа-
дают, например, для топлив 3, 5 и 11 (азотная кислота с нитробензо-
лом, тетранитрометан со скипидаром и кислородом с этиловым алко-
голем), а также для топлив 4 и 7 (азотный тетроксид со скипидаром
и тетранитрометан с керосином). В особенности мало отличаются
степени диссоциации водяных паров при одинаковых температурах.
Топлива 1—7 и 11 имеют весьма мало отличающиеся степени дис-
социации. Топлива же 8, 9 и 10 несколько отличаются, вследствие значи-
тельного отклонения состава продуктов сгорания. Наибольшее отклоне-
ние дает топливо 8, состоящее из перекиси водорода и метана,
содержащее в продуктах* сгорания большое относительное количество
водяных паров.
Диссоциация СО2 в продуктах сгорания становится заметной (рав-
ной 1% по весу) при температуре 1850° абс, если р=1 ата. При том
же давлении при 4000° абс диссоциирует 90% СО2. Вода же диссо-
циирует на 1% лишь при 2250° абс, а при 4000° разлагается только
40% Н2О при том же давлении 1 ата.
Таблица 4
р=1 ата
Г, к Содержание по объему, % Содержание no весу, %
СО» со н»о н» о» Ns co, co: H»O н» 0. Nt
1500 32,1 49,1 — — 18,8 50,0 — 31,3 — — 18,7
1840 31,7 0,3 48,8 0,1 0,2 18,8 49,5 0,3 31,2 0,0 0,2 18,7
2030 30,9 1,0 48,5 0,2 0,6 18,7 48,5 0,9 31,1 0,0 0,7 18,7
2135 30,1 1,6 48,2 0,4 1,0 18,6 47,5 1,6 31,1 0,0 1,1 18,7
2290 28,3 3,1 47,4 0,7 1,9 18,4 45,0 3,2 30,9 0,0 2,2 18,7
2500 24,7 6,2 45,8 1,4 3,8 18,1 1 40,0 6,4 30,4 0,1 4,5 18,7
2650 21,2 9,1 44,2 2,1 5,6 17,7 | 35,0 9,5 29,9 0,2 6,7 18,7
2785 17,8 11,9 42,3 3,0 7,4 17,4 1 30,0 12,8 29,2 0,2 9,1 18,7
2920 14,5 14,5 40,4 4,1 9,3 17,1 25,0 15,9 28,4 0,3 11,6 18,7
3060 11,4 17,1 38,0 5,5 11,3 16,7 20,0 19,1 27,3 0,4 14,4 18,7
3230 8,3 19,4 34,9 7,5 13,5 16,3 15,0 22,3 25,7 0,6 17,7 18,7
3450 5,4 21,5 30,6 10,5 16,1 15,8 10,0 25,4 23,3 0,9 21,7 18,7
3825 2,6 23,2 23,2 16,2 19,7 15,1 J 5,0 28,7 18,4 1,4 27,8 18,7
Поскольку процесс расширения в сопле ракетного двигателя обычно
ведется до атмосферного давления для полного использования распола-
гаемого перепада давления, то для исключения ощутимых потерь теп-
347
лоты от диссоциации необходимо довести температуру продуктов
сгорания на выходе из сопла до 1800—2000° К. Однако, это условие
исключения теплопотерь от диссоциации еще недостаточно. Необхо-
димо также, чтобы время пребывания продуктов сгорания в сопле
двигателя было достаточным, чтобы в газообразной смеси успело уста-
новиться равновесное состояние.
Табл. 4 дает состав продуктов сгорания топлива 1 по весу и объему
в зависимости от температуры при 1 ата.
С целью определения влияния давления на диссоциацию для этих
же одиннадцати топлив определены степени диссоциации при р=20 ата.
При выбранном давлении степени диссоциации значительно умень-;
шаются. Так, од и аю в продуктах сгорания достигают 1% при темпера-
турах, равных соответственно 2000 и 2500 К, а при 4000 К диссоции-
рует 70% СО2 и 15% Н2О.
Та блин а 5
р=20 ата
т, к Содержание но объему % Содержание по весу, %
СО2 со н2о н2 о2 N2 СО, со Н2О 1 н2 о2
1500 32,1 —. 49,1 — — 18,8 50,0 — 31,3 — — 18,7
2005 31,7 0,3 48,8 0,1 0,2 18,8 49,5 0,3 31,2 0,0 0,2 18,7
2235 30,9 1,0 48,6 0,2 0,6 18,7 48,5 0,9 31,2 0,0 0,7 18,7
2360 30,2 1,6 48,2 0,3 1,0 18,6 47,6 1,6 31,1 0,0 1,1 18,7
2565 28,3 3,1 47,5 0,6 1,9 18,5 45,0 3,2 31,0 0,0 2,2 18,7
2830 24,7 6,2 46,0 1,2 3,7 18,1 40,0 6,4 30,5 0,1 4,4 18,7
3030 21,2 9,1 44,4 1,9 5,5 17,8 35,0 9,6 30,0 0,1 6,6 18,7
3215 17,3 11,9 42,8 2,6 7,3 17,5 30,0 12,7 29,5 0,2 8,9 18,7
3405 14,6 14,6 41,0 3,6 9,1 17,1 25,0 15,9 28,8 0,3 11,3 18,7
3600 11,4 17,1 38,8 4,8 11,0 16,8 20,0 19,1 27,8 0,4 14,0 18,7
3835 8,4 19,5 36,1 6,5 13,0 16,4 15,0 22,3 26,5 0,5 17,0 18,7
Таблица 6
1_; ата 10 ата 20 ата 25 ата 30 ата 49 ата Си ата 100 ата
«ое т “до Т Т “до Т “до Г aw Т “до Т “до т
0,01 1840 0,002 1965 0,002 2005 0,002 2020 0,002 2030 0,002 2050 0,002 2065 0,002 2110 0,001
0,03 2030 0,005 21-85 0,004 2235 0,004 2250 0,004 2265 0,004 2285 0,004 2305 0,004 2365 0,004
0,05 2135 0,008 2300 0,007 2360 0,007 2380 0,007 2400 0,007 2420 0,007 2440 0,007 2510 0,006
0,10 2290 0,015 2495 0,014 2565 0,013 2590 0,013 2610 0,013 2640 0,013 2665 0,013 2740 0,012
0,20 2500 0,030 2745 0,027 2830 0,026 2860 0,026 2880 0,026 2920 0,026 2950 0,025 3050 0,025
0,30 2650 0,046 2935 0,042 3030 0,041 3065 0,040 3090 0,040 3140 0,039 3175 0,039 3290 0,038
0,40 2785 0,067 3100 0,060 3215 0,058 3255 0,057 3290 0,057 3340 0,056 3380 0,055 3515 0,053
0,50 2920 0,092 3260 0,084 3400 0,080 3450 0,079 3480 0,079 3540 0,077 3585 0,076 3740 0,073
0,60 3060 0,127 3460 0,115 3600 0,111 3650 0,109 3690 0,108 3750 0,107 3810 0,105 3990 0,100
0,70 3230 0,177 3675 0,139 3840 0,152 3895 0,150 3945 0,149
0,80 3450 0,256 3970 0,229
0,90 3825 0,411
При горении рассматриваемых топлив в камере сгорания ракетного
двигателя при давлении 20 ата устанавливается температура от 3000
348
до 4000 К в зависимости от состава топлива, чему отвечают степени
диссоциации: ал=30—70% и а»=4—15%. В табл. 5 приведен состав
продуктов сгорания топлива при различных температурах, причем
р=20 ата.
Для того, чтобы иметь более полное представление о влиянии дав-
ления на диссоциацию, в табл. 6 приведены степени диссоциации
в интервале 1800—4С00 К при давлениях 1, 10, 20, 25, 30, 40, 50
и 100 ата для продуктов сгорания топлива 1.
По-видимому, употребление давлений в камере сгорания, доходя-
щих даже до ста атмосфер, не ослабляет диссоциацию в такой степени,
чтобы с ней можно было не считаться.
Степени диссоциации продуктов сгорания при <х> 1
Определим степени диссоциации продуктов сгорания топлива, состоя-
щего из азотной кислоты и керосина (топливо 1) при коэффициенте
избытка кислорода а, равном 1,0, 1,1, 1,2 и 1,3. Уравнения реакций даны
Таблица 7
а Состав исходных и конечных продуктов
1,00
1,10
1,20
1,30
8,40HNO3 4- С7,15Н13,ьОо,о5->7,15С02 + Ю,95Н2О + 4,20N2
9,43HNO3 + C7,15H13,5O0i05->7,15CO2 4- 11,46Н2О 4-4,71N2 4- 1,290,
10,50HN03 4- (WWW-^T.lSCOj 4- 12,00H2O 4-5,25N2 4- 2,60O2
11,62HNO3 4- €7,15^3,500,054.7,15002 4- 12,56H2O 4- 5,81N2 4- 4,0002
Таблица 8
р=1 ата
а-> 1,00 1,10 1,20 1,30
т aw т “w т aw т aw
0,01 1840 0,002 2030 0,002 2070 0,002 2090 0,002
0,03 2030 0,005 2185 0,005 2225 0,004 2250 0,004
0,05 2135 0,008 2270 0,007 2330 0,007 2340 0,007
0,10 2290 0,015 2405 0,014 2450 0,014 2475 0,014
0,20 2500 0,030 2580 0,029 2620 0,028 2650 0,028
0,30 2650 0,046 2720 0,045 2755 0,044 2780 0,044
0,40 ' 2785 0,067 2845 0,065 2880 0,064 2905 0,064
0,50 2920 0,092 2970 0,090 3005 0,090 3030 0,089
0,60 3060 0,127 3115 0,125 3140 0,124 3170 0,123
0,70 3230 0,177 3280 0,175 3305 0,174 3330 0,173
0,80 3450 0,256 3510 0,253 3535 0,252 3555 0,251
0,90 3825 0,411 3925 0,404 3945 0,403 3965 0,402
в табл. 7. Зависимость степеней диссоциации от температуры при раз-
личных коэффициентах избытка кислорода дана в табл. 8 для р= 1 ата
и в табл. 9 для р=20 ата.
Увеличение коэффициента а уменьшает диссоциацию продуктов
сгорания, но увеличение давления действует более радикально, допу-
ская большие изменения, чем величина коэффициента а, подчиненная
требованию минимального удельного расхода топлива.
349
Таблица 9
р=20 ата
а-* 1,00 1,10 1,20 1,30
ak т ®« т ®w Т “w т ®да
0,01 2005 0,002 2235 0,001 2280 0,001 2310 0,001
0,03 2235 0,004 2425 0,004 2480 0,004 2515 0,004
0,05 2360 0,007 2530 0,006 2590 0,006 2625 0,006
0,10 2565 0,013 2710 0,012 2760 0,012 2795 0,012
0,20 2830 0,026 2935 0,026 2990 0,025 3030 0,025
0,30 3030 0,041 3120 0,040 3175 0,039 3210 0,039
0,40 3215 0,058 3295 0,057 3345 0,056 3380 0,055
0,50 3405 0,080 3475 0,079 3520 0,078 3550 0,077
0,60 3600 0,111 3670 0,109 3710 0,108 3750 0,107
0,70 0,75 3835 3985 0,153 0,181 3900 0,150 3955 0,148 3990 0,147
Степени диссоциации продуктов сгорания при а<1
Для большей полноты суждения о влиянии диссоциации на состав
продуктов сгорания нами проведены расчеты при коэффициенте а<1
для топлива 1 (азотная кислота и керосин). В табл. 10 приведен состав
топлива при а: 0,7, 0,8, 0,9 и 1,0. В табл. 11 даны результаты расчета
для давления р=1 ата и интервала температур 1500—4000° абс.
Обращаем внимание на большие значения степеней диссоциации
at и а», свидетельствующие о значительном относительном содержании
продуктов неполного сгорания (недостаток кислорода). Замечаем,
что состав продуктов сгорания зависит от температуры даже при срав-
нительно невысоких температурах.
Таблица 10
a Состав топлива Лз Лз
1,0 8,40НКОз + С7,15Н13,5О0, os 1,766 1,531 0,587
0,9 7,43НКтОз+С7Д5Н]з,5Оо,о5 1,562 1,464 0,519
0,8 6.46НХОз+С7,15Н1з,50о,о5 1,359 1,396 0,452
0,7 5,54НМОз+С7,15Н1з,5Оо.о5 1,166 1,331 0,387
При давлении р=20 ата (табл. 12) степени диссоциации умень-
шаются, но лишь начиная с температуры порядка 2500°, т. е. когда
в продуктах диссоциации начинает появляться свободный кислород
(табл. 13) и состав продуктов реакции перестает управляться лишь
реакцией водяного газа, не зависящей от давления.
С увеличением температуры а& возрастает, причем при 1 ата это
возрастание наиболее интенсивно, начиная с той температуры, при кото-
рой появляется свободный кислород. Чем меньше коэффициент а,
тем выше температура, при которой появляется свободный кислород:
при 1 ата и а=0,9 эта температура равна 2200°, при а=0,8 — 2400е,
при а=0,7 — 2600 К. При высоких температурах степени диссоциации
при различных коэффициентах а мало отличаются друг от друга.
350
Таблица 11
р=1 ата
г, к а =«0,7 0,8 0,9 1,0
“Л aw ak aw ak аСУ ай aw
1500 0,587 0,308 0,421 0,186 0,221 0,082 —
1800 0,642 0,269 0,457 0,148 0,248 0,063 0,008 0,002
2000 0,665 0,251 0,486 0,138 0,358 0,054 0,025 0,004
2400 0,694 0,226 0,513 0,119 0,295 0,051 0,148 0,022
2800 0,727 0,224 0,589 0,134 0,479 0,090 0,410 0,070
3200 0,810 0,286 0,752 0,222 0,711 0,187 0,683 0,168
3600 0,892 0,405 0,876 0,368 0,861 0,338 0,852 0,322
4000 0,939 0,534 0,931 0,502 0,922 0,468 0,914 0,440
Таблица 12
р—20: ата
g—0,7 0,8 0,9 1,0
т, к аЛ “ft “ft ak aw
1500 0,587 0,808 0,421 0,186 0,221 0,082 —
1800 0,642 0,269 0,457 0,148 0,248 0,063 — —
2000 0,665 0,251 0,486 0,138 0,258 0,054 0,010 0,002
2400 0,694 0,226 0,513 0,119 0,273 0,046 0,059 0,008
2800 0,716 0,214 0,530 0,109 0,322 0,049 0,188 0,024
3200 0,740 0,211 0,591 0,119 0,466 0,075 0,392 0,057
3600 0,787 0,235 0,706 0,166 0,645 0,130 0,600 0,111
4000 0,847 0,290 0,808 0,238 0,775 0,203 0,754 0,185
Таблица 13
а=<Х8; р=1 ата
T, К Содержание по объему, % Содержание по весу, %
СО, со Н,0 о. N.1 COi СО Н1О н, О, N,
1500 20,3 14,8 39,9 9,1 15,9 35,9 16,6 28,3 0,7 — 17,8
1800 19,1 16,1 41,9 7,3 — 15,9 33,7 18,0 30,2 0,6 — 17,8
2000 18,0 17,1 42,2 6,8 — 15,9 31,9 19,2 30,5 0,5 — 17,8
2400 17,1 18,0 43,2 5,8 — 15,9 30,2 20,2 31,2 0,5 — 17,8
2800 14,2 20,3 41,7 6,5 1,7 15,6 25,5 23,2 30,7 0,5 2,2 17,8
3200 8,2 24,7 35,7 10,2 6,3 14,9 15,4 29,7 27,6 0,9 8,6 17,8
3600 3,9 27,4 27,5 16,0 11,1 14,1 7,7 34,6 22,4 1,4 16,1 17,8
4000 2,1 28,0 20,9 21.1 14,3 13,6 4,3 36,7 17,6 2,0 21,5 17,8
351
Таким образом, с уменьшением коэффициента избытка кислорода
а и с увеличением давления (табл. 14) область применения уравнений
(16) и (17), учитывающих лишь реакцию водяного газа, расширяется.
Таблица 14
а=0,8
г. к р — 1 ата ю 20 30 50 100
®w ®w 1 I aw аЛ aw “ft aw ak
1500 0,421 0,186 0,421 0,186 0,421 0,186 0,421 0,186 0,421 0,186 0,421 0,186
1800 0,457 0,148 0,457 0,148 0,457 0,148 0,457 0,148 0,457 0,148 0,457 0,148
2000 0,486 0,137 0,486 0,137 0,486 0,137 0,486 0,137 0,486 0,137 0,486 0,137
2400 0,513 0,119 0,513 0,119 0,513 0,119 0,513 0,119 0,513 0,119 0,513 0,119
2800 0,589 0,134 0,538 0,112 0,530 0,109 0,530 0,109 0,530 0,109 0,530 0,109
3200 0,752 0,222 0,625 0,135 0,591 0,119 0,580 0,114 0,569 0,110 0,562 0,107
3600 0,876 0,368 0,746 0,196 0,706 0,166 0,685 0,152 0,651 0,133 0,618 0,118
4000 0,931 0,502 0,848 0,293 0,808 0,237 0,782 0,209 0,752 0,182 0,714 0,156
На основании табл. 15, в которой приведены значения аь и ал
продуктов сгорания керосина в Таблица 15 азотной кислоте при постоянных тем- пературе (3200° К) и давлении (20 ата), можно сделать заключение об уменьшении степеней диссоциации с увеличением коэффициента а во
a “а aw
всем интервале его значений (a^l).
1,3 0,294 0,036
1,2 0,315 0,041
1,1 0,341 0,046 ЗАКЛЮЧЕНИЕ
1,0 0,392 0,057 Описанными в статье способами были
0,9 0,466 0,075 определены степени диссоциации про-
0,8 0,591 0,119 дуктов сгорания одиннадцати топлив
0 7 0 740 0 911 различного состава, представляющих
U у^иХ X больший или меньший интерес для
использования в ракетном двигателе.
Сравнение результатов вычислений степеней диссоциации продук-
тов сгорания этих топлив приводит к выводу, что в условиях работы
ракетного двигателя (в камере сгорания температура 3000—4000 К,
давление — несколько десятков атмосфер) диссоциация сказывается
настолько сильно, что учет ее является неотъемлемой частью теплового
расчета этого двигателя. При этих температурах и давлениях углекис-
лота диссоциирует на 30—70%, а водяной пар на 5—15% по весу,
при коэффициенте избытка кислорода а=1. Сжигание топлив при коэф-
фициенте а>1 несколько уменьшает диссоциацию. В том же направ-
лении действует и увеличение давления. Однако, даже при использо-
вании значений а, доходящих до 1,5, и давлений, доходящих до 100 ата,
диссоциация не уменьшается в такой степени, чтобы ее можно было
не учитывать. Для того, чтобы при а^1 диссоциация продуктов сгора-
ния в выходном сечении сопла была пренебрежимо малой, температура
газов в этом сечении не должна быть выше 2000 К, полагая при этом
давление близким к 1 ата.
352
При а<1 состав продуктов сгорания не зависит от давления
при условии отсутствия свободного кислорода, который появляется
в интервале температур 2000—3000 К, в зависимости от давления
и коэффициента а. Но состав продуктов сгорания меняется с темпера-
турой, даже при низких ее значениях, так как определяется реакцией
водяного газа. В силу этой зависимости содержание воды проходит
через максимум, а водорода через минимум, лежащие при температуре
порядка 2000—3000 К, положение которых определяется составом топли-
ва и давлением. С увеличением давления и уменьшением коэффициента
а положение максимума и минимума смещается в сторону высоких
температур.
Степени диссоциации углекислоты и водяного пара в продуктах
сгорания рассмотренных одиннадцати топлив разнообразного состава
при одинаковых аир мало отличаются друг от друга и для некоторых
комбинаций окислителей и горючих дают почти точно совпадающие
результаты.
12 1208
О ДИССОЦИАЦИИ ВОДОРОДА В ПРОДУКТАХ
СГОРАНИЯ*
(1936 г.)
При высоких температурах и низких парциальных давлениях молеку-
лярный водород заметно диссоциирует. Режим работы ракетных двига-
телей характеризуется сочетанием высокой температуры с относительно
небольшим давлением в камере сгорания и в сопле, в связи с чем возни-
кает вопрос о необходимости учета диссоциации водорода при тепловом
расчете двигателя.
В. Шюле* 1 даст метод вычисления степени диссоциации водорода
на атомы в продуктах сгорания, пригодный лишь при упрощающем
весь расчет условии, что остальные компоненты продуктов сгорания
химически инертны по отношению к водороду, как например, окись угле-
рода при высоких температурах и низких давлениях. Применение этого
метода расчета к обычным условиям, когда наряду с водородом в про-
дуктах сгорания содержатся Н2О и СО2, рискованно.
Ниже приводится графо-аналитический метод расчета степеней
диссоциации СО2, Н2О и Н2, находящихся совместно в продуктах сгора-
ния, учитывающий взаимное влияние диссоциаций этих веществ. С помо-
щью этого метода проведены расчеты для продуктов сгорания четырех
топлив разнообразного состава, представляющих, интерес для исполь-
зования в ракетном двигателе, и дана оценка влияния диссоциации
водорода на состав продуктов сгорания, их теплосодержание и темпе-
ратуру горения.
Мы рассмотрим лишь следующие реакции из числа происходящих
в газовой смеси:
2СО+О2^2СО2; 2Н2+О2^2Н2О; 2Н^Н2.
Реакцию 2ОН+Н2^2Н2О мы не вводим в расчет, но теплоемкость
для воды принимаем по данным Шюле, учитывающим эту реакцию
и потому имеющим повышенное значение при высоких температурах2.
Таким образом, эффект этой реакции учитывается нами в скрытом виде.
В приложении в конце статьи приведены значения теплот реакций JFP,
констант равновесий и теплосодержаний /, вычисленные, исходя
из теплоемкостей,приведенных у Шюле3. Горение рассматриваем про-
исходящим при постоянном давлении.
* Отчет РНИИ, 23 июня 1936 г., архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 1, ед. хр. № 36,
лл. 64—97; опублико-ван в сборнике РНИИ «Ракетная техника», 1937 г., вып. 5,
стр. 116—136. Приведен с сокращениями.
1 В. Шюле, Новые таблицы и диаграммы для технических топочных газов, 1931
(перевод с немецкого).
2 В. Шюле, Техническая термодинамика-, т. 1, 82—83, 1935.
3 В. Шкхле, Новые таблицы и диаграсммы для технических топочных газов, 1931
(перевод с немецкого).
354
Примем состав продуктов сгорания по объему:
СО2- 1 м3, Н2О — w м3, N2 — b м3, О2- е м3(0°,760 мм).
Составим уравнение реакции, обозначив соответственно степени диссоциации СО2,
Н2О и Н2 через ал, а» и ан:
СО2 4” w Н2О 4” £О2 4" N2 (1 — Ой) С02 4~ а^СО 4* 0,5дйО2 4~ (1 “ ®w) Н20 4*
4- waw (1 — ан) Н2 4- 2wawaHH 4- 0,5wawO2 4- е О2 4- b N2.
Состав по объему недиссоциированной смеси:
_ К==14-и,4-б4-ем3 (0°,760 мм)
Состав диссоциированной смеси:
V' = (1 — ай) 4- Дй 4- 0,5 (Ой 4- waw) 4- w (1 — aw) 4- waw (1 — aH) 4-
4- 2wawaH 4- b 4- e m3 (0°,76Q4mm),
пли после сокращения
V' = К + 0,5ой 4* waw (0,54-aH) м3 (0°, 760 мм).
Парциальные давления газов в диссоциированном состоянии в смеси с полным
давлением р составят:
^соа __ __________1 — «й_________
Рсо,-^Р у, - Р У + 0,5a* + waTO (0,5 +aH)’
Ой 0,5 (Дй 4- waw)4- e
A:o — P {77» />о2 — P v,
w (1 — aw) waw (1 — aH)
yr • Рп9 — P yr »
2wawau b
PH^P yr ’ PNi^P yr •
Найдем значения констант равновесия Кр реакций.
Константа равновесия Крл углекислоты, диссоциирующей по уравнению 2СО4-
4-О2^2СОг, для 2 молей СО2 составит:
РсоРо» ________________________________________
^о, Р (1 _ а )2 h + 2 1 + w+/+_waroa„ I
L ай 4- 4- 2е J
Константа равновесия /Срн водорода, диссоциирующего по уравнению
2Н^Н2,
для 1 моля Н2 составит:
= = (2)
Наконец, константа равновесия Kpg реакции образования водяного газа Н2О4-
4-СО^СО24-Н2 составит
_ ^Н2рРсО ~ Дй (1 — Qw)
/’со^Нз °® о Д*) (1 Дн)
Совместным решением трех уравнений (1), (2) и (3) можем найти степени дис-
социации ал, aw и ап по заданным р, wt b, е, зная Крл, Kpg и Крп.
Решение. Исключим aw, для чего уравнение (3) решим относительно
Дк 4* (1 Дк) Дн)Кр£
Подставив ctw в уравнения (1) и (2), получим:
/ (Zb 2
х
1
X -------------------------------------------------------
Г (1 4- W 4- b) [(1 — аЛ) (1 — Дн) Kpg 4- Дй] 4-
1 4-2 -----------------------------------------------
(Дй 4- 2е) [(1 — Дй) (1 — ан) KPg 4- Дй] 4~ ^ай
12*
355
4wa*a^
/<пн = P--------------------------.
P (1 - «н) {O' + 0,5a*) [(1 - a*) (1 - aH) Kpg + ak] + w (0,5 4- a«) a*}
Получили систему из двух уравнений (5) и (6) с двумя неизвестными
Решая уравнение (6) относительно а*, находим a* — У А2 + В — А,
где
4waJ
Р 7л—_ ® (°-5 + “«> “ 0,5 О _ “»> Kvg
А = V + — — " - ... -
(1—aH)Xp£—1
ак и аи
(7)
(7а)
2V(l-aH)Kpg
(1 Ян) 1
(76)
РАБОЧАЯ СХЕМА РАСЧЕТА
Число выбранных значений температур, для которых определяются
ах и Крд, дает число точек для построения кривых степеней диссоциа-
ции в зависимости от температуры в интересующем нас интервале
2000—4000° абс. Приняв число точек, необходимое для удовлетвори-
тельного построения кривых, равным шести, введем расчет для шести
значений температур в этом интервале: 2000, 2400, 2800, 3200, 3600,
4000°, т. е. через 400°.
Нет надобности вычислять значения ад и Крд для широкого ряда
значений Он при каждой температуре. Так как при заданном давлении
каждой температуре отвечает лишь одно действительное значение ан,
то при построении графиков Ов— ад и ав — Крд для каждой темпера-
туры достаточно произвести вычисления для четырех или даже трех
близких друг к другу значений ан, в интервале которых находится
искомое значение ав. Путем ряда вычислений нами были найдены четы-
ре значения ав для каждого выбранного выше значения температуры,
охватывающие искомые значения ан для топлив разнообразного соста-
ва, более или менее представляющих интерес для использования
в ракетном двигателе (окислители: азотная кислота, окислы азота,
тетранитрометан, перекись водорода, кислород и т. п.; горючие: нефте-
продукты, скипидары, спирты, нитроароматики и т. п.).
Для того, чтобы сделать расчет более удобным для практических
целей, преобразуем уравнение (7а) к следующему виду:
. 1 ( 0,5+ аи 1
А=V 4- (------------------- > pw — I--- 1 w —
3 Ц1-«нИр»[(1 -aH)Kp^-llJ I (l-aH)Xpe-l J
| 0,5(1- a,)Kpg ।
I (l-a«)KPr-l J
Выражения, помещенные в фигурных скобках, не зависят от сорта
топлива и давления сгорания, а лишь от температуры и ап. Обозначая
эти выражения соответственно через а, b и с, получим:
.4=V-j-apw — bw — с, (8а)
В=4сУ. * (86)
В табл. 1 даны значения коэффициентов а, Ь и с для интересую-
щих нас температур и значений ан, найденных, как было указано выше.
Причем ввиду того, что топлива, содержащие в качестве окислителя
Н2О2, дают продукты сгорания, сильно отличающиеся высоким содер-
жанием Н2О, оказалось необходимым заменить для таких топлив мак-
симальное значение ан при каждой температуре минимальным значе-
нием ан (в табл. 1 максимальные и минимальные Ов взяты в скобки).
356
При 2000° абс. взяты лишь три значения <хн, так как при этой темпера-
туре диссоциация в двигателях незначительна, и возможная некоторая
неточность в определении степеней диссоциации пренебрежимо мала.
Логарифмируя уравнение (5) и обозначая через z произведение
(1 — «и) получим:
lg^₽*==U/’+21g-r^;
Г1 I оС1 + w +[(1 + М+«’а*ак]
L (а* + 2е) [(] - а*) z + а»] + wak J '
(9)
Величина г не зависит от сорта топлива и давления; ее значения
приведены в табл. 1.
Таблица!
Т* абс. ®н а 9 С Z
0,005 7,9365 0,1037 0,603 5,870
0,008 20,4636 0,1047 0,603 5,853
2000 (0,012) 46,4516 0,1060 0,603 5,829
(0,003) 2,8458 0,1030 0,602 5,882
0,02 1,0811 0,0791 0,576 7,575
0,03 2,4827 0,0816 0,577 7,498
2400 0,04 4,5070 0,0841 0,578 7,421
(0,05) 7,2464 0,0867 0,579 7,343
(0,015) 0,6040 0,0779 0,575 7,614
0,06 0,3357 0,0724 0,564 8,733
0,08 0,6259 0,0768 0,566 8,547
2800 0,10 1,0230 0,0815 0,568 8,361
(0,14) 2,2147 0,0916 0,571 7,989
(0,04) 0,1428 0,0682 0,563 8,918
0,12 0,1144 0,0737 0,559 9,416
0,16 0,2245 0,0826 0,562 8,988
3200 0,20 0,3890 0,0926 0,566 8,560
(0,26) 0,7540 0,1098 0,572 7,918
(0,08) 0,0462 0,0655 0,556 9,844
0,20 0,0512 0,0806 0,558 9,680
0,24 0,0822 0,0903 0,561 9,196
3600 0,32 0,1852 0,1134 0,569 8,228
(0,40) 0,3786 0,1438 0,580 7,260
(0,15) 0,0253 0,0700 0,554 10,285
0,35 0,0462 0,1093 0,564 8,775
0,40 0,0715 0,1268 0,570 8,10б
4000 0,45 0,1091 0,1478 0,578 7,425
(0,55) 0,2523 0,2069 0,598 .6,075
(0,25) 0,0174 0,0822 0,555 10,125
357
Рабочая схема расчета принимает следующий вид. Определив зна-
чения V, w и pw, подставляем их в уравнения (8а) и (86), пользуясь
коэффициентами а, 6, с, приведенными в табл. 1. Затем с помощью
уравнения (7) находим значения ад, которые совместно с соответству-
ющими ан подставляем в уравнение (9), что позволяет определить
IgKpft. Построив графики в осях ан — IgKp/i и осях ан — ад для приня-
тых значений температур и воспользовавшись действительными значе-
ниями lg/Срд при этих температурах из таблицы, помещенной в прило-
жении, находим искомые значения ан и ад при этих температурах,
а затем по формуле (4) также и aw.
ТЕПЛОВОЙ ЭФФЕКТ И КОНСТАНТА РАВНОВЕСИЯ
ДИССОЦИАЦИИ ВОДОРОДА
Независимость теплового эффекта реакции диссоциации водорода
от температуры, допущенная Лангмюром, а также найденные им позже
более точные значения константы равновесия этой реакции для различ-
ных температур в настоящее время не могут быть признаны соответст-
вующими действительности. Используя более современные данные
теплоемкости продуктов и теплоты реакции, Еремин 1 дает уравнение
свободной энергии диссоциации водорода, хорошо согласующееся
с данными Джайока2. Однако в основу этих вычислений положена
теплоемкость водорода, предложенная Брайатом для температур
до 2000°. В связи с этим нам представилось целесообразным вычислить
зависимость теплового эффекта реакции и константы равновесия диссо-
циации водорода от температуры, используя значения теплоемкости
по Шюле3, пригодные до более высоких температур (от 1200 до 3000°)
и рекомендуемые последним до 4000°:
Стр=6,726+0,000713 Т.
Теплоемкость атомного водорода принята равной 4,97, а тепловой
эффект реакции 102 800 ккал при 0°С. Тогда на основании закона
Кирхгофа получаем выражение для зависимости теплоты диссоциации
от температуры, пригодное при 1500° абс:
1FP1I= 102 000+3,21 Т — 0,000356 Т2 ккал/моль.
С помощью уравнения Вант-Гоффа и полученного выражения
для IFpH «находим уравнение константы равновесия:
lgXpi,= lg^p^°o+9,81 1,621g 7—0,00007797.
По Джайоку при 1500° абс. ЛРп=3,6-IQ-10, lg/CPn=—9,441;
подставив это значение в предыдущее уравнение, получим
1g Крн=0,37 - +1,621g Т - 0,00007797.
Это уравнение пригодно при температурах не меньше 1500° абс.,
что вполне достаточно для практических целей, так как при столь низ-
кой температуре диссоциация водорода в продуктах сгорания неощу-
тима.
На основании полученного уравнения составлена табл. 2 значений
КрП, в которой для сравнения приведены значения этой константы,
вычисленные Джайоком, а также Лангмюром. Сходимость с данными
Джайока достаточно удовлетворительна.
1 Е. Еремин, Журнал физической химии, VII, вып. 1, 111, 1936.
2 W. Giauque, Journ. Amer. Chem. Soc., 52, 4329, 1930.
9 Шюле, Новые таблицы и диаграммы для технических топочных газов, 1931 (пе-
ревод с немецкого).
358
Таблица 2
Т° абс. *рн Джайгк Лангмюр
Sh V
1500 3,39-10 (3,6 i: 1,3)-10 10 11,7-10-1"
2000 2,58-10-6 (2,96 ±0,77)-10 6 5,93-10- •>
3000 2,17-10-2 (2,6610,45)-10 2 3,30-10- 2
4000 2,08 2,68±0,32 2,56
4 97
Теплоемкость 1 нм3 Я составит ——=0,222 кал, а теплосодержание
224,
7„=0,222^=0,2227- 61.
1 нм3 Н, отсчитываемое от 0° С, может быть выражено уравнением:
РЕЗУЛЬТАТЫ ВЫЧИСЛЕНИИ
Описанным способом были найдены степени диссоциации при раз-
личных температурах и при р=20 ата 1 (коэффициент избытка кисло-
рода а= 1) для четырех топлив следующего состава:
1. Азотная кислота и тракторный керосин:
8.4HNO, + С7,1БНм>БО0>0Б - 7,15СО2 +11,0Н2О Н - 4,2N2.
2. Перекись водорода и тракторный керосин:
21Н2О2 + С7>18Ни>БОо1в6 -> 7,15СО,+27,7Н2О.
3. Тетранитрометан и легкий керосин:
3,58С (NO2)4 - С7>13Нм,5 — Ю,7СО2+7,25Н2О 7,16N2.
4. Жидкий кислород и скипидар:
14О2+С]0Н1в-> 10СО2+8Н2О.
1 Это значение давления принято как характерное для режима горения в камере
сгорания ракетного двигателя на жидком топливе.
359

ОАО
0,50
0,20
0.10
2000'
2 ^0 ’5,0 -2,0 4.0 0 + 1,0 + 2,0 Lgfa
Рис. 2
Вспомогательные графические построения приведены для всех
четырех топлив на рис. 1 и'2.
Для этих же топлив при том же давлении найдены степени диссо-
циации аи и aw без учета диссоциации водорода. Сравнение результа-
тов произведено в табл. 3 и 4.
Таблица 3
т, к 8,4 HNO, + С7(1БН1з(5О0>()Б 21 НаО> + С7,15Н13,5°0,05
ак w «и ак w ®н
без учета ®н с учетом ®н без учета ®н С учетом ®н без учета ®н с учетом ан без учета ®я с учетом ®к
2000 0,010 0,008 0,002 0,001 0,007 0,011 0,016 0,002 0,003 0,003
2400 0,059 0,050 0,008 0,007 0,028 0,062 0,063 0,008 0,009 0,020
2800 0,188 0,176 0,024 0,024 0,076 0,197 0,198 0,027 0,027 0,057
3200 0,392 0,378 0,057 0,063 0,158 0,412 0,412 0,061 0,069 0,122
3600 0,600 0,584 0,111 0,136 0,266 0,621 0,602 0,117 0,138 0,217
4000 0,754 0,737 0,185 \.255 0,395 0,760 0,747 0,196 0,247 0,333
Таблица 4
т, к 3,58 С (NOi)< + ^7,13^14»5 14 О, + с10н|в
®* ®w »н ®fe W ®н
без учета ®н с учетом ®н без учета ®н с учетом без учета ®я С учетом ®я без учета ®н с учетом ®Н
2000 0,010 0,008 0,002 0,001 0,009 0,009 0,008 0,002 0,001 0,008
2400 0,055 0,048 0,007 0,007 0,038 0,050 0,048 0,007 0,007 0,031
2800 0,178 0,162 0,023 0,023 0,103 0,165 0,168 0,021 0,023 0,084
3200 0,376 0,349 0,053 0,059 0,206 0,353 0,356 0,048 0,059 0,174
3600 0,584 0,569 0,104 0,139 0,329 0,556 0,568 0,094 0,132 0,289
4000 0,743 0,720 0,172 0,265 0,471 0,716 0,725 0,156 0,253 0,424
60

Первое заключение, которое можно сделать, рассматривая табл. 3
и 4, состоит в том, что в продуктах сгорания водород диссоциирует
в большей степени, чем вода, на свои составные части. Учет диссоциа-
ции водорода немного изменяет степени диссоциации углекислоты
и воды. Как отразятся эти изменения на объемном составе продуктов
сгорания, лучше всего видно из табл. 5, составленной лишь для одного
топлива — азотной кислоты и тракторного керосина. Оказывается, что
Таблица 5
н2 Н2О со2 со о2 Na
т° к н с учетом ан без учета ®н с учетом “ % без учета ан с учетом ан без учета ан с учетом ан без учета ан с учетом ан без учета ан с учетом ан без учета ан
2000 0,000 0,000 0,001 0,489 0,488 0,317 0,317 0,003 0,003 0,002 0,002 0,188 0,188
2400 0,000 0,003 0,004 0,482 0,481 0,301 0,298 0,016 0,019 0,009 0,011 0,186 0,186
2800 0,002 0,010 0,012 0,462 0,461 0,255 0,251 0,054 0,058 0,033 0,035 0,182 0,182
3200 0,009 0,024 0,026 0,425 0,430 0,184 0,181 0,112 0,117 0,070 0,071 0,174 0,175
3600 0,031 0,043 0,049 0,370 0,388 0,116 0,114 0,163 0,171 0,111 0,110 0,164 0,167
4000 0,080 0,061 0,078 0,297 0,343 0,069 0,068 0,192 0,207 0,147 0,142 0,153 0,161
эти изменения состава становятся достаточно заметными лишь при тем-
пературе порядка 4000°. Это заключение справедливо и для других
топлив. В табл. 6 приведен состав продуктов сгорания в объемных
долях для остальных трех топлив. На рис. 3 в правой половине нане-
сены значения степеней диссоциации четырех топлив в зависимости
от температуры.
Таблица 6
Топливо т° к н На Н20 СО2 СО о2 Na
S 2000 0,000 0,000 0,288 0,421 0,004 0,002 0,284
о сх 2400 0,000 0,002 0,283 0,401 0,020 . 0,011 0,281
X 4- 2800 0,001 0,006 0,271 0,343 0,066 0,036 0,274
3200 0,006 0,012 0,250 0,255 0,137 0,076 0,262
см о 3600 0,023 0,023 0,215 0,159 0,209 0,123 0,247
о 4000 0,059 0,033 0,173 0,097 0,250 0,156 0,232
2000 0,000 0,000 0,443 0,550 0,004 0,002 —
cd 2400 0,000 0,003 0,435 0,521 0,026 0,015 —
S С S 2800 0,002 0,009 0,412 0,439 0,089 0,050 —
а 3200 0,008 0,019 0,374 0,320 0,177 0,100 —
+ 3600 0,028 0,035 0,320 0,200 0,262 0,155 —
О 4000 0,073 0,050 0,254 0,117 0,309 0,197 —
X 2000 0,000 0,003 0,789 0,199 0,003 0,003 —
о а 2400 0,000 0,007 0,781 0,190 0,013 0,010 —
<и 2800 0,002 0,020 0,749 0,159 0,039 0,030 —
+ 3200 0,012 0,045 0,687 0,112 0,079 0,065 —
О 3600 0,042 0,075 0,601 0,072 0,108 0,102 —
4000 • 0,105 0,105 0,482 0,042 0,124 0,141 —
362
Теплосодержание I 1 м3 продуктов сгорания вычислялось
по формуле:
Г,
где 1Х — теплосодержание компонентов, W™x— средняя теплота диссо-
циации этого компонента в пределах изменения его степени диссоциа-
ции ат, определяемых интервалом температур Тг—Ть Значения
определялись графическим путем (рис. 3) на основании значе-
ний теплот диссоциации Wvx при различных Т, приведенных в прило-
жении. Из этого же приложения брались теплосодержания 1Х.
На основании состава продуктов сгорания, приведенного на стр. 355
можем написать, что теплосодержание V нм3 продуктов сгорания (при-
веденных к 0° и давлению 760 мм) составит
VI=(1 — <хй) /со, 4- w (1 — аш) /н,о+2®атоа„7и+
4- [а*4- 0.5 (а* 4- waj 4- wa„ (1 - а„) + 5] /2_аг 4- aKMZ” 4-
4- 4- wawaAW
а для 1 м3:
I=4'[(С0’)/с°-+(Н,0) /в-°+<2 - ат> /=—+<н +<с°)+
j-4v^-+0’5(H,u7”«.I
1 ии |
Таблица 7
\ / т°к \ HNO, Н,О2 С (NO,)4 О,
с учетом ан без учета ан с учетом ан без учета ан с учетом ан без учета ан с учетом ан без учета аи
2000 810 809 823 821 811 817 889 896
2400 1090 1100 ИЗО 1120 1110 1110 1230 1230
2800 1490 1500 1540 1530 1490 1510 1730 1710
3200 2000 2000 2100 2030 2000 2020 2360 2320
3600 2570 2520 2730 2590 2600 2530 3100 2960
4000 3210 ЗОЮ 3540 3140 3210 3000 3880 3540
В табл. 7 приведены теплосодержания I продуктов сгорания четы-
рех топлив при различных температурах для двух случаев: когда дис-
социация водорода учитывается и не учитывается.
При учете диссоциации водорода теплосодержание / продуктов
сгорания начинает увеличиваться против того случая, когда эта дис-
социация не принимается во внимание, лишь с 3000°. До этой темпе-
ратуры I с учетом ап в некоторых случаях оказывается даже меньше
на 1%, что объясняется неточностью исходных данных и самих вычис-
лений. Отсюда ясно, что диссоциация водорода в продуктах сгорания
рассматриваемого состава не оказывает заметного влияния на темпе-
ратуру горения, если последняя меньше 3000°.
В табл. 8 даны для каждого топлива низшая теплопроизводитель-
ность Ни 1 кг и теплопроизводителыюсть Qp на 1 нм3 продуктов сгора-
ния. Там же приведены температуры сгорания с учетом и без учета ан.
Определение температур производилось графическим путем по тепло-
содержаниям / и теплоподводу Qp согласно методу Шюле *. С помощью
рис. 3 найдены степени диссоциации продуктов сгорания при темпера-
туре горения, помещенные в табл. 8.
1 В. Шюле, Новые таблицы и диаграммы для технических топочшых газов, 1931.
363
Таблица 8
Топливо «р Т, К (горения) gfe ан
с учетом ан без учета ан с учетом ан без учета ®н с учетом без учета 12
HNOs и тракторный ке- росин 1460 1830 3070 3070 0,308 0,322 0,049 0,044 0,128
Н2О2 и тракторный ке- росин 1600 1665 2895 2910 0,245 0,250 0,036 0,034 0,071
C(NO2)4 и легший ке- росин 1690 2415’ 3480 3510 0,503 0,538 0,111 0,090 0,292
О2 и скипидар 2300 3330 3720 3840 0,628 0,657 0,164 0,130 0,329
Оказывается, что при 3000—3500 К поправка, вносимая в темпе-
ратуру горения учетом диссоциации водорода, составляет лишь 1%.
т. е. находится в пределах погрешности, с которой определены тепло-
емкости газов, положенные в основу всего расчета.
При температуре горения скипидара в жидком кислороде (3720°)
поправка составляет 3%, что следует учитывать. Ясно, что при горе-
нии топлив, развивающих более высокую температуру (окислитель —
озон; горючие — ацетилен, углерод, бораны, металлы и т. п.), а также
при более низких давлениях, чем принятое давление 20 ата, влияние
диссоциации водорода будет более ощутимым.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Предложенная рабочая схема расчета степеней диссоциации СО2, Н2О
и Н2, находящихся совместно в продуктах сгорания, требует приме-
нения лишь одной вспомогательной таблицы. Время, потребное
для вычисления степеней диссоциации СО2, Н2О и Н2 при одной темпе-
ратуре, составляет 1,5—2 часа.
По этой схеме произведены вычисления степеней диссоциации
для топлив четырех разных составов: азотная кислота и тракторный
керосин, перекись водорода и тракторный керосин, тетранитромстан
и легкий керосин, жидкий керосин и скипидар. Расчет произведен при
стехиометрически правильном соотношении компонентов топлива
и для давления 20 ата.
Сравнение результатов вычислений для продуктов сгорания ука-
занных четырех топлив показывает, что хотя водород диссоциирует
на атомы в продуктах сгорания в большей степени, чем вода, это явле-
ние ввиду малого содержания диссоциированного водорода не оказы-
вает заметного влияния на состав продуктов сгорания, их теплосодер-
жание и температуру горения, если эта температура ниже 3500 К
(что имеет место для большинства топлив, представляющих интерес
для использования в ракетном двигателе).
В случае кислорода с нефтепродуктами или скипидарами учет дис-
социации водорода дает меньшее (на 3%) значение для температуры
горения, так что последняя достигает 3720 К при 20 ата.
Отклонение состава топлива от коэффициента избытка кислорода
а=1, поскольку оно приводит к уменьшению температуры горения,
уменьшает и влияние диссоциации водорода.
Лишь при употреблении топлив, развивающих при горении темпе-
ратуру свыше 3500 К при достаточно малых давлениях в камере сгора-
ния (около 20 ата), учет диссоциации водорода может оправдать затра-
ченное на него время.
К ВОПРОСУ О ТЕМПЕРАТУРЕ ГОРЕНИЯ В РАКЕТНОМ
ДВИГАТЕЛЕ *
(1936 г.)
Своеобразный состав топлив и форсированный режим работы ракетных
двигателей принадлежат к числу характерных особенностей этих дви-
гателей-передовой техники.
Минимальное содержание в горючем инертных.примесей, высокая
концентрация кислорода в окислителях, сжигание компонентов топлива
при давлении в несколько десятков атмосфер в небольшом объеме
камеры сгорания все это приводит к тому, что по температурам горе-
ния и теплонапряженности камеры сгорания ракетные двигатели
не имеют себе равных. С этим связаны трудности, преодоление которых
является обязательным условием создания надежного и достаточно
длительно работающего двигателя.
Основной технической трудностью, с которой прежде всего сталки-
вается конструктор при разработке ракетного двигателя, является
весьма высокая температура горения, требующая принятия специальных
мер для защиты двигателя от разрушения. В связи с этим при разра-
ботке двигателя особое значение приобретает точное знание темпера-
туры горения топлив с учетом явления диссоциации, весьма сильно
сказывающейся в условиях работы двигателя.
В настоящей статье мы приводим результаты вычислений темпера-
тур горения девяти различных топлив с учетом диссоциации и с указа-
нием влияния давления и коэффициента избытка кислорода на вели-
чину температуры горения. Действительные температуры горения будут
отличаться от вычисленных нами, так как при расчете не приняты
во внимание тепловые потери, связанные с несовершенством смешения
компонентов и вызванной этим неполнотой горения топлива, с лучеиспу-
сканием и т. п. Влияние этих факторов не было учтено умышленно,
так как оно сказывается в различных двигателях по-разному и харак-
теризует скорее двигатель, чем топливо. Кроме того, при тепловом рас-
чете двигателя, при определении термического к. п. д. оказывается
необходимым знать температуру горения без учета потерь, не связанных
с циклом.
Вычисление степеней диссоциации производилось по способу, изло-
женному в статьях автора «О вычислении степеней диссоциации»* 1
и «Диссоциация в ракетном двигателе»2. Вычисление температур горе-
ния проведено по методу В. Шюле3. По Шюле же приняты значения
* Отчет РНИИ, 10 июля 1936 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 36, лл. 96—
121; опубликован в сборнике РНИИ «Ракетная техника», 1937 г., вып. 5, стр. 137—150.
Приведен с сокращениями.
1 Отчет 1936 г. Опубликован в сборнике «Ракетная техника», вып. 4, стр. 60.
1937.
2 Отчет 1936 г. Сдан в сборник «Реактивное д-вижение», изд. ЦС ОАХ, № 3.
3 В. Шюле, Новые таблицы и диаграммы для технических топочных газов, 1931.
365
теплосодержаний 1Х элементарных газов и теплота их диссоциации
для различных температур.
Полагая процесс в ракетном двигателе происходящим при р=const
получаем, что элементарное теплосодержание продуктов сгорания
dI~dIx-\-Wvxdax,
откуда /2 — /1=/х,+^рЛ(Ох, — а*.).
где — среднее значение UZprB интервале значений аХг-~аХ1. Ведя
расчет от 0°С, в случае коэффициента избытка 'кислорода полу-
чаем:
/=/х+^а,.
Принимая в этом случае состав продуктов горения до диссоциация
равным СОг-Ь® Н2О-|-^ Nt-|-e О2,
после диссоциации получаем
(1 — <ij) СО2 -J- ak СО -I- 0,5aj О2 -|- w (1 — ctw) Н2О -|"
-4- wot,, Н24-0,5waw О2 + b N2+« О2.
Тогда, обозначая через I теплосодержание 1 м3 (0°, 760 мм) про-
дуктов сгорания, а через /со,» /н,о и /2_ат соответственно теплосодер-
жания 1 м3 СО2, Н2О и двухатомных газов, получим
(l + w + 6+e)/=(l — a*) /co,+w(l — aw)/H,o+
4- (1,5aft +1,5дааш + b+e) 12_aI + akW”»*+«ю,
а разделив обе части на объем V' продуктов сгорания в диссоцииро-
ванном состоянии, найдем
/ = -^- [(СО2)/со,+(Н2О)/н,о+(2-ат) /2_ат+(СО)Г» +(Н2)Г^],
где V=l+w+^+e — объем продуктов сгорания до диссоциации, чле-
ны же в скобках представляют собой величины объемного содержания
каждого газа в диссоциированных продуктах сгорания, которые, оче-
видно, меняются с температурой; (2-ат) означает суммарное содержа-
ние в диссоциированной смеси по объему всех двухатомных газов L
Состав газов по объему будет:
(СО2) (СО) (Н2О) (Н2) (О2) (N2)
(1 ак) а* а>(1—a^) waw Q,5 (afe + waw) 4- е b
V' V' V' W V' V' ’
где Vr'=l+^+^+^+0,5(aft+®;aw)—
1 По В. Шюле для вычисления теплосодержания продуктов сгорания получаем
выражение:
/ = (СО2) /СОя + (Н2О) /П1О 4- (N2) Zn, + (О2) 70а + a* (СО2) (1,5Z2_aT - ZC0J +
+ aw (Н2О) (1,5Z2_aT - ZHa0) 4- aft (СО2) IF" 4- aw (H2O) W”w,
где (СОг), (НгО), (N2) и (Ог) — объемные доли соответствующих газов в недиссоцип-
рованной смеси. Однако число операций при вычислении по этой формуле примерно
такое же, как при употреблении формулы, приведенной нами в тексте, если учитывать
требующееся для последней определение объемного состава продуктов сгорания в зави-
симости от температуры. Поэтому употребление выражения для Z, приведенного
в тексте, представляет больший интерес, позволяя при той же затрате времени полу-
чить не только значения Z=f(Z), но и состав продуктов сгорания при различных тем-
пературах.
366
Определив степени диссоциации а& и aw, находим состав топлива
при различных температурах; затем, определив графически средние
значения теплот диссоциации W™k и с помощью таблицы, дающей
теплосодержание, составляем таблицу значений I при различных тем-
пературах, которую изображаем графически. Зная теплопроизводитель-
ность топлива на 1 нм3 продуктов сгорания, откладываем ее по оси
теплосодержаний и, проведя горизонталь до пересечения с кривой I,
находим температуру горения с учетом диссоциации.
РЕЗУЛЬТАТЫ ВЫЧИСЛЕНИИ
Ниже рассмотрены топлива следующего состава:
1. Азотная кислота и тракторный керосин (HNO3 и Cz.igHis^Oo.os).
2. Азотная кислота и скипидар (HNO3 и СюНм).
3. Азотная кислота и нитробензол (HNO3 и CeHsNOj).
4. Азотный тетроксид и скипидар (N2O< и CioHie).
5. Тетранитрометан и легкий керосин (CN4O8 и €7,13^4,5).
6. Тетранитрометан и скипидар (CN4O8 и СюН16).
7. Перекись водорода и тракторный керосин (Н2О2 и Cr.isHu^Oo.os).
8. Кислород и скипидар (Ог и СдоН^).
9. Кислород и этиловый спирт (О2 и СгНвО).
Для этих топлив определены степени диссоциации при давлении р—
=20 ата в интервале температур 2000—4000° К. Состав по объему
продуктов сгорания вычислен для различных температур по этим степе-
ням диссоциации.
На рис. 1, служащем для определения средних значений теплот
диссоциации . степени диссоциации отложены в осях a»(W) — Т
(справа). С помощью этих кривых и табличных значений 1Fpa(W)
при различных температурах построены И7р k(u>) в осях И7рл(Ш) — Ukw
(рис. 1,слева),после чего графически найдены средние значения И7Рл(ш)
для различных ал(К). Для девяти рассматриваемых топлив значения
^ps(w) если и отличаются друг от друга, то только в четвертом знаке.
Таблица 1
№ топлива 1 2 з 4 5 6 7 8 9
ffu 1460 1470 1470 1730 1690 1720 1600 2300 2030
Qp 1829 1887 2055 2411 2415 2517 1665 3330 2574
т°„л 3480 3550 3760 4270 4280 4400 3170 4820 4110
т° ЛИСС 3070 3100 3190 3525 3510 3570 2910 3840 3455
Ат 410 450 570 745 770 830 260 980 655
ал 0,322 0,330 0,366 0,548 0,538 0,560 0,250 0,656 0,366
0,044 0,045 0,051 0,093 0,090 0,095 0,034 0,130 0,051
со2 0,205 0,215 0,250 0,161 0,174 0,177 0,148 0,152 0,233
со 0,097 0,106 0,144 0,195 0,203 0,225 0,049 0,290 0,134
н2о 0,441 0,417 0,312 0,258 0,233 0,198 0,739 0,232 0,523
н2 0,020 0,019 0,016 0,026 0,023 0,021 0,026 0,121 0,028
02 0,058 0,063 0,080 0,111 0,113 0,123 0,037 0,205 0,081
n2 0,177 0,180 0,197 0,249 0,252 0,255 — — —
За исключением топлив, содержащих в качестве окислителя чистый
кислород, теплосодержания / одного нм3 продуктов сгорания различных
топлив при одинаковых температурах мало отличаются друг от друга
367

(на 3%). При графическом построении служащем для опреде-
ления температур горения, это обстоятельство становится особенно
наглядным (рис. 2).
Таблица 2
Давление, ата 1 10 20 25 30 40 50 100
Г° * дисс 2850 3020 3070 3090 3110 3120 3130 3180
ДГ 630 460 410 390 370 360 350 300
0,448 0,353 0,322 0,313 0,311 0,291 0,279 0,254
СЕда 0,079 0,051 0,044 0,042 0,042 0,038 0,036 0,032
со2 0,162 0,194 0,204 0,208 0,208 0,215 0,219 0,228
со 0,132 0,106 0,097 0,094 0,094 0,088 0,085 0,078
н2о 0,414 0,435 0,441 0,444 0,443 0,447 0,449 0,453
Н2 0,035 0,023 0,020 0,019 0,019 0,018 0,017 0,015
О2 0,083 0,065 0,059 0,056 0,056 0,053 0,051 0,046
N2 0,172 0,176 0,177 0,177 0,177 0,178 0,178 0,179
В табл. 1 и 2 приведены Ни — низшая теплопроизводительность
1 кг топлива в ккал/кг, Qp —то же на 1 нм3 продуктов сгорания, T°w—
абсолютная температура горения без учета диссоциации, Т°1ЖС —
то же с учетом диссоциации, Д7'=7'“д—В последних строчках
табл. 2 приведены степени диссоциации и состав продуктов сгорания
по объему при температуре горения. Идеальная температура горения
Г*д вычислялась с помощью тех же теплоемкостей по Шюле, которые
были положены в основу расчета теплот диссоциаций, констант равно-
весий и теплосодержаний.
Наиболее низкую температуру горения даюттидраперекись (2910 К)
и азотная кислота (3070 К) с керосином, наиболее высокую — жидкий
кислород (3840 К) со скипидаром. В связи с высокой температурой
горения углеводородов в кислороде встречается применение менее
эффективных горючих, например, спиртов и их водных растворов,
дающих пониженную температуру горения. Керосин, скипидар и нитро-
бензол с одним и тем же окислителем (см. табл. 1, столбцы 1, 2, 3,
а также 5, 6) дают почти одинаковые температуры горения, несколько
увеличивающиеся в том порядке, в каком эти горючие названы. Темпе-
ратуры, . развивающиеся при сгорании сходных горючих в азотном
тетроксиде и тетранитрометане, практически одинаковы и почти не отли-
чаются от температуры горения этилового спирта в жидком кислороде
( — 3500 К).
Сравнение Т° и Т°д, приведенных в табл. 1, показывает, что при
вычислении действительной температуры горения учет диссоциации
СОг и Н2О необходим. Разность ДГ=Т°д—7^. колеблется в пределах
от 260° для самой низкой температуры горения (Н2О2), до 980°
для самой высокой (Ог).
Даже при горении керосина в гидроперекиси, когда развивающаяся
температура составляет при р=20 ата лишь 2910 К, СОг диссоциирует
на 25%, Н2О — на 3,4%. В случае кислородно-скипидарного топлива
диссоциирует 66% СОг и 13% НгО.
Все предыдущие расчеты были проведены для случая, когда дав-
ление в камере сгорания было равно 20 ата. При меньших давлениях
369
Рис. 4
Рис. 5
учет диссоциации, очевидно, еще более необходим. При более же высо-
ких давлениях влияние диссоциации будет менее заметно. В табл. 2
приведены результаты вычислений для азотной кислоты с тракторным
керосином (№ 1) при различных давлениях в камере сгорания в преде-
лах от 1 до 100 ата. Увеличение давления на 1 ат вызывает подъем
температуры в интервале давлений 15—30 ата на 4°, а в интервале
30—100 ата — на 1°. Даже при 100 ата диссоциация СО2 достигает
25,4%, а Н2О — 3,2%, так что температура горения, вычисленная
с учетом диссоциации, оказывается ниже идеальной температуры
на 300°. Таким образом, увеличение давления в камере сгорания сверх
20—30 ат не является радикальным средством устранения диссоциа-
ции. При этом чрезмерно высокие давления исключаются из рассмот-
рения. Соответственно и температура горения весьма медленно растет
с увеличением давления сверх 20—30 ат (рис. 3). С изменением давле-
ния в интервале 10—100 ата объемный состав продуктов сгорания
при температуре горения изменяется очень мало, что наглядно показы-
вает рис. 3.
Изменение соотношения компонентов топлива (окислителя и горю-
чего) вызывает изменение температуры горения, что легко проследить
по табл. 3 и 4, составленным для азотной кислоты и тракторного керо-
сина (топливо № 1) для р=20 ата. С увеличением коэффициента избыт-
ка кислорода а температура горения и степени диссоциации умень-
шаются. Можно принять, что в рассмотренном интервале а—1,04-1,3
с увеличением а на 0,1 идеальная температура горения понижается
кругло на 200°, а температура, вычисленная с учетом диссоциации,
уменьшается на 100°. Таким образом, понижение температуры горения
становится практически ощутимым лишь при увеличении а по крайней
мере до 1,2. Теплопроизводительность Ни значительно быстрее убывает
с увеличением а, что ограничивает выбор рабочих значений а. На рис. 4
показан объемный состав продуктов сгорания при температуре горения
Т °исс для коэффициента избытка кислорода больше единицы.
370
Таблица 3
Таблица 4
a 1,0 1,1 1,2 1,3 а 1,0 0,9 0,8 0,7
а ° 4; о 1460 1829 1290 1622 1160 1457 1040 1308 Т° дисс 3050 3065 3015 2780
Т° ид 3480 3240 3060 2910 «Л 0,312 0,410 0,554 0,714
т° дисс 3070 2980 2900 2790 0,043 0,063 0,111 0,215
дг а* 410 0,322 260 0,225 160 0,157 120 0,101 со2 0,208 0,192 0,156 0,105
Ct иг 0,044 0,030 0,020 0,012 со 0,094 0,134 0,193 0,263
со2 0,204 0,217 0,217 0,214 Н2О 0,443 0,448 0,433 0,384
со н2о 0,097 0,441 0,063 0,434 0,040 0,424 0,026 0,414 Н2 0,020 0,030 0,054 0,105
Н2 0,020 0,013 0,009 0,005 О2 0,057 0,026 0,005 0,000
О2 n2 0,059 0,177 0,088 0,184 0,118 0,189 0,148 0,194 n2 0,177 0,169 0,158 0,142
Уменьшение а против единицы (рис. 5) оказывает иное влияние
на величину температуры горения Ч
1 Температура горения с учетом диссоциации при а<1 вычислялась по иному
методу, чем описанный в начале статьи, так как применение формулы
при а<1 связано с увеличением вычислительной работы, поскольку мы не можем
принять аХ1 =0. Примененный нами способ прост и может быть рекомендован для вы-
числения температуры горения при а^1.
Допустим, что в реагирующих окислителе и горючем содержится в сумме кисло-
рода, углерода, водорода и азота в следующих относительных молекулярных коли-
чествах
п 1O2 тС + Л2Н2+ /23N2.
Состав продуктов сгорания окажется равным
(1 — аЛ) СО2 4- а*СО + л2 (1 — aw) Н2О + -u
4- {nt + 0,5 [а* — /22 (1 — aw)] — 1} О2 4- w3N2.
Объем продуктов сгорания до диссоциации составляет
Тогда тепловыделение Qp, отнесенное к 1 нм3 продуктов сгорания, взятых до
диссоциации, составит:
‘Qp “ [(1— afc) ^СОа + (1 — aoO ^НаО — tfo] ’ нм3 »
где ?со2’ ^со и ^н2о— соответственно теплоты образования 1 нм3 СО2, СО и Н2О
из элементов, a q0 — теплота образования окислителя и горючего. Подставляя числен-
ные значения теплот образования, получим
Qp = [2580п2 (1 - a«) - 3030aft + (4210 - ?0)]: V
нм°
С другой стороны, теплосодержание смеси может быть выражено таким образом:
Z = {(1 — Qfc) /соа 4“ Л2 (1 Ода) ^НаО П (afc 4* fl2aw) 4* Z2—ат) ’• 3 »
где b^fii—0,5п24-Из—1.
Построив в осях Qp(I)—Т кривые по этим двум уравнениям и найдя абсциссу
точки их пересечения, тем самым определяем температуру горения.
Удобство этого способа состоит еще в том, что мы избавляемся от необходимости
графического интегрирования для нахождения так как уравнение для QP
дает свободное тепло, идущее на повышение температуры газов.
371
В пределах а от 1 до 0,8 эта температура изменяется незначительно
и в интервале а= 1,04-0,9 имеет тенденцию к увеличению, правда,
слабо выраженную. Начиная с а=0,8, температура горения быстро
уменьшается с дальнейшим обогащением смеси. Приведенный на рис. 5
объемный состав продуктов сгорания при температуре горения наглядно
показывает, что уменьшение коэффициента а вызывает увеличение
содержания СО и Н2. Вплоть до а=0,8 в продуктах содержится свобод-
ный кислород.
Рассматривая совместно рис. 4 и 5, замечаем, что с изменением а
в интервале 0,74-1,3 состав продуктов сгорания изменяется однозначно,,
именно: с увеличением а содержание СО и Н2 убывает, а СО2, О2
и N2 — возрастает. Лишь содержание Н2О имеет при а^1 слабо выра-
женный максимум.
Понятие об идеальной температуре горения 7^ при а<1 стано-
вится слишком условным, так как состав продуктов сгорания управ-
ляется реакцией водяного газа.
Мы можем определить при а<1 как температуру, развиваю-
щуюся .при условии отсутствия выделения свободного кислорода по
реакциям 2CO2-^2CO-hO2 и 2Н2О->2Н2+О2. Согласно рис. 5 для рас-
смотренного топлива (азотная кислота и керосин) и р=20 ата при
а<0,8 действительная температура горения и идеальная температура
горения (как мы ее определили) совпадают.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
На основании произведенных вычислений можно заключить, что темпе-
ратура горения рассмотренных топлив различного состава, вычисленная
с учетом диссоциации, при коэффициенте избытка кислорода а= 1
и давлениях 10—100 ата заключается в пределах 3000—4000 К.
При одном и том же горючем наиболее низкая температура получается
для топлив, содержащих в качестве окислителя гидроперекись Н2О2
и азотную кислоту HNO3, наивысшая — при кислороде. Температура
горения топлива, в котором окислителем служит жидкий кислород,
оказывается на 740° выше, чем при азотной кислоте, и на 900° выше,
чем при гидроперекиси. Применение этилового спирта в качестве горю-
чего снижает температуру горения в кислороде до 3450 К (р=20 ата),
вследствие уменьшения тепловыделения (этиловый спирт — неполно-
ценное горючее, так как имеет большую положительную теплоту обра-
зования). При сжигании горючего в азотном тетроксиде и тетранитро-
метане температуры горения практически одинаковы (примерно 3550 К).
Горючие, имеющие повышенное содержание углерода (по сравне-
нию с керосином) и отрицательную теплоту образования, развивают
несколько более высокую температуру горения, чем керосин (на 1—2%
для скипидара и на 4% для нитробензола).
Учет диссоциации продуктов сгорания в рассматриваемых условиях
следует признать необходимым, так как, например, при р=20 ата
поправка АТ, вносимая этим учетом, составляет от 260° (гидроперекись
с керосином) до 980° (кислород со скипидаром).
Увеличение давления в пространстве сгорания на 1 ат сопровож-
дается возрастанием температуры горения в интервале 15—30 ата
лишь на 4°, а в интервале 30—100 ата — всего на Г. Поэтому увеличе-
ние давления сверх 20—30 ата, даже до 100 ата, нс вызывает практи-
чески ощутимого увеличения температуры (~2°/о), и учет диссоциации
необходим и в этих условиях. Это обстоятельство благоприятно,
поскольку оно позволяет повысить к. п. д. ракетного двигателя при-
менением повышенного перепада давления (увеличение теплоотдачи
372
от газов к стенкам камеры и сопла в данном случае будет идти в основ-
ном за счет увеличения плотности и скорости газового потока).
Изменение соотношения компонентов топлива — окислителя
и горючего — в сторону увеличения коэффициента избытка кислорода а
вызывает уменьшение температуры горения. Так, увеличение в интер-
вале 1,0—1,3 на 0,1 понижает температуру горения на 100°. Поэтому
увеличение а до 1,2, вызывая изменение температуры лишь на 5%,
не может служить радикальным средством уменьшения температуры
горения. Увеличение же а сверх 1,2 едва ли будет применяться, так
как вызывает значительное уменьшение теплопроизводительности
топлива.
При уменьшении а от 1,0 до примерно 0,8 температура горения
почти не изменяется и лишь при дальнейшем обогащении смеси быстро
уменьшается. Таким образом, в рассмотренном случае (азотная кислота
и керосин при давлении 20 ата) при изменении а в пределах 0,84-1,2
температура горения практически остается постоянной.
ОТЧЕТ ЗА 1936 год*
(1936 г.)
Основной целью работы являлось создание ракетного двигателя, рабо-
тающего на азотной кислоте, пригодного для эксплуатации на ракетах
и торпедах на жидком топливе. Согласно техническим требованиям
в результате работ 1936 г. должен быть получен опытный образец двига-
теля, отработанный и испытанный в лабораторных условиях, вполне
пригодный для эксплуатации и обладающий нижеуказанными характе-
ристиками:
1. Тяга 150—160 кг с отклонениями при установившемся режиме
±3 кг (без пульсаций).
2. Продолжительность непрерывной работы без разрушения деталей
не менее 75 с (желательно 100 с).
3. Удельная тяга не менее 180 кг/кг/с (желательно 210 кг/кг/с).
4. Вес двигателя не более 10 кг (желательно 7 кг).
5. Пусковой период от объекта 212 (крылатая ракета) не более 1 с.
6. Давление подачи у входа в двигатель не более 35 атм.
7. Двигатель должен нормально работать при изменении наклона
его оси от 0 до 90° к горизонту.
8. Запуск двигателя должен быть простым, надежным и безопас-
ным (Подробнее см. технические требования к объекту 202).
В соответствии с этими требованиями был построен план работ
(см. материал по объекту 202). В процессе работы было спроектиро-
вано, построено и испытано два варианта двигателя с тягой 150 кг
(ОРМ-64 и ОРМ-65) и, на основании полученных при этом опытных
данных был спроектирован и заказан механическим мастерским РНИИ
окончательный образец двигателя (ОРМ-66).
Ниже приводится характеристика этих трех двигателей и резуль-
таты опытных работ.
ОРМ-64
Двигатель состоит из неохлаждаемой цилиндрической камеры с полу-
сферической головкой, снабженной двумя парами центробежных форсу-
нок для окислителя и горючего. Форсунки установлены под углом 65°
к оси двигателя по направлению к головке. В центре головки помещено
устройство для зажигания, состоящее из втулки, несущей токоприемник
(свеча ЭС-Х), электрозапал и зажигательную шашку, насаживаемую
на штырь. В камеру на резьбе ввертывается крышка — сопло.
Уплотнение — внутренней алюминиевой прокладкой и пропайкой
оловом. Сопло и крышка — охлаждаемые (кислотой). Компенсация
* Отчет РНИИ, 4 ноября 1936 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 39,
лл. 16—47. Публикуется с сокращениями.
374
термического удлинения сопла достигается свинцовой прокладкой.
После каждого пуска эта прокладка менялась. Материал камеры —
углеродистая сталь, материал крышки — сопла — ЭЯЗС. Профилирова-
ние зазора охлаждения крышки-сопла достигается сплошными дюрале-
выми вкладышами. Подвод окислителя производится к нижней части
сопла через штуцер, установленный по касательной к рубашке охлаж-
дения. Пройдя зазор между вкладышами и крышкой соплом, кислота
отводилась по касательной с помощью дюралевых трубок к форсункам.
Основные расчетные данные этого двигателя приведены в табл. 1.
Для расчета использована энтропийная диаграмма (рис. 2)1. Расчет
проведен для случая 100%-ной азотной кислоты (HNO3) и тракторного
керосина Cy.isHia^Oo.os при а=1.
Таблица 1
Основные расчетные .ха иные
1. Удельный вес горючего при 15° С 0,841
2. Теплотворная способность 1 кг горючего QH 10230
3. Теплотворная способность 1 кг смеси Ни 1450
4. Удельный вес смеси 1,35
5. Удельный вес HNO3, d415 1,52
6. Удельная весовая тяга Рт (действит.), кг/кг/с 215
7. Удельная объемная тяга Рц (действит.), кг/кг/с 250
8. Относительный к.п.д. Чя ~ 0,81
9. Коэффициент истечения Л# 0,90
10. Удельная весовая тяга Pi (термическая), кг/кг/с 239
11. Скорость истечения (действительная) w, м«'с 2110
12. Давление в камере сгорания р,, ати 26
13. Термический к.п.д. т|* 0,445
14. Эффективный к.п.д. п<? 0,360
.15. Давление на выходе из сопла ря, ата 1
16. Теплосодержание в камере сгорания /,♦, ккал/нм3 1800
17. Теплосодержание на выходе из сопла /а, ккал/нм3 1000
18. Перепад теплосодержания (Ц—1а), ккал/нм3 800
19. Температура в камере с учетом диссоциации (при T)g=l), К 3023
(2750° С)
20. Температура на выходе из сопла (при r]g=l), К 2203
(1930° С)
21. Температура в камере с учетом диссоциации (при 1^=0Л1), °C ~ 2219*0
22. Температура на выходе из сопла (при qe«0,81), °C ~15О0
23. Расход топлива в секунду Gs, кг/с 0,698
24. Диаметр критического сечения dkt мм 20
25. Выходной диаметр сопла da, мм 40
26. Отношение dajdk 2
27. Угол конуса сопла, град 20
28. Объем камеры сгорания, л 2,23
29. Давление подачи, ати 30
30. Перепад давления на системе подачи, охлаждения и впрыска, ат 5
31. Коэффициенты расхода кислоты, цпкоз 0,60
32. Коэффициент расхода керосина цкер 0,30
33. Диаметр расходного отверстия ниппеля окислителя, мм 3,6
34. Диаметр расходного отверстия ниппеля горючего, мм 2,4
Составлена Ф. Л. Якайтисом в руководимом автором подразделении РНИИ.
375
Рис. 1
Рис. 2. ОРМ-64
376
Продолжение
Оснонные расчетные данные
35. Константы форсунок окислителя Xi«=0,5; Кг=4,5
36. Константы форсунок горючего Xi•=>(),5; Хг=2
37. Шаг завихрителя окислителя, мм 20
38. Шаг завихрителя горючего, мм 5
39. Число заходов распылителя окислителя 4
40. Число заходов распылителя горючего 2
41. Толщина стенки сопла, мм 2
42. Шаг винтовых ребер охлаждения сопла, мм 5
43. Ширина зазора охлаждения, мм 2
44. Вес двигателя, кг 10
РЕЗУЛЬТАТЫ ИСПЫТАНИИ ОРМ-64
1. Испытание форсунок на расход
Таблица 2
. Компонент р6 рф Gs и
Керосин 5 4,3 38,0 0,37
Керосин 10 9,1 59,8 0,34
Кислота 5 -3 217,5 -0,6
Кислота 10 -6 360 -0,6
В табл. 2 приведены результаты ряда определений расхода по форсун-
кам (даны средние результаты).
Весовое отношение компонентов:
^1=^—-=5,7 (а=1).
ио
Кислота, на которой проводились испытания ОРМ-64, имела кон-
центрацию 97,2%. Керосин — тракторный.
2. Зажигание
Использование существующего химического воспламенителя,
приготовляемого на основе белого фосфора, весьма неудобно в связи
с огнеопасностью и самовоспламеняемостью .этой жидкости. Поэтому
до разработки безопасного химического воспламенителя зажигание
решено было проводить с помощью шашки, описанной в сборнике РНИИ
№ 3. Для получения надежного зажигания при любом положении
двигателя шашка укреплялась на штыре. Для этого шашка имеет
бронированный канал. Время горения шашки в камере 6—8 с, в течение
которых запуск может быть произведен. О действии или отказе зажи-
гания можно было судить по языку пламени, выходящему из сопла
при горении шашки. В качестве электрозапала использовался пиропат-
рон, снаряженный 150 мг бездымного охотничьего пороха. При работе
наблюдались лишь случаи отказа пиропатронов.
377
3. Пуск двигателя
Пуск производился при начальном давлении в баках 8—12 ат (см. отчет
автора «Пуск реактивного двигателя», 1936 г.), после чего двигатель
выходил на режим со скоростью, лимитируемой сопротивлением газо-
проводов на стенде. Пуск происходил мягко, без ударов. Не было
ни одного пуска, который сопровождался бы разрушением двигателя
или его деталей, или самопроизвольной остановкой. Пуск производится
в течение времени горения шашки; причем, мягче всего получается
пуск при подаче топлива в начале горения шашки, в течение первых
3—4 с.
Было произведено три пуска двигателя в горизонтальном положе-.
нии, причем зажигание и пуск происходили нормально. Остановка
двигателя во всех случаях достигалась быстрым закрытием питатель-
ных клапанов.
4. Характеристики двигателя
В табл. 3 сведены результаты испытаний двигателя ОРМ-64.
Таблица 3
| № по пор. | Дата Pi Рг рср р. Os *1 Оок Gs t, с Раз- гон, с Примечание
129 мая 22,5 27,2
2 10
июля
14
июля
(28) (31)
(26) (30)
134 216
160 214
0,621
0,748
6,53 0,556 0,085
5,38 0,631 0,117
( а=1,15
120,7 4,31 ] HU=,116O
I Ле=-0,46
43,0 9 Величины давления, за-
ключенные в скобки, не
впол не надеж н ые, та к
как контрольный мано-
метр имеет свою по-
грешность. Возможны
отклонения до 2 атм.
150
(207)0,7255,73 0,617 0,108
Удельная тяга (207)
преуменьшена, так как
отсечной клапан пропус-
кал кислоту после от-
сечки топлива
4 15-22
5 июля
б
Пуски в горизонталь-
ном положении; замеря-
лось лишь время и дав-
ление
Дополнительные замечания:
1. Выхлопные газы, выходившие из шахты, бурые, непрозрачные
(густые).
2. В качестве камеры двигателя была использована камера сгора-
ния двигателя с тягой 300 кг, проработавшего 235 с.
3. После проведения указанных в табл. 3 шести испытаний общей
длительностью 267 с никаких следов разрушения двигателя обнару-
жено не было и он был пригоден для дальнейших пусков. Камера
проработала всего 235+267=502 с.
4. Сменные штыри, на которых крепится шашка, во время работы
двигателя расплавлялись и сгорали.
378
5. Все диаграммы испытаний показывают отличную устойчивость
двигателя в работе в смысле отсутствия колебаний в тяге при устано-
вившемся давлении в баках.
6. Свеча ЭС-Х, служащая токоприемником, бессменно проработала
на всех пусках и оказалась вполне пригодной для дальнейших пусков.
7. При работе двигателя нижняя часть камеры накалялась до жел-
того свечения.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
I. Использованные системы зажигания, пуска и остановки двига-
теля обеспечивают нормальную его работу в вертикальном и горизон-
тальном положении, а следовательно и в промежуточных.
2. Двигатель работал вполне устойчиво, не обнаруживая никаких
вибраций или изменений тяги, не обусловленных изменением давления
подачи.
3. Длительность непрерывной работы двигателя без разрушения
превышает 120 с при удельной тяге 214—216 кг/кг/с, полной тяге 134—
160 кг и к. п. д. т|е=0,46. Давление подачи около 30 атм в баках. Малый
перепад давлений (~5 атм) обеспечивал вполне удовлетворительное
распыливание и смешение компонентов.
4. Двигатель не только удовлетворяет основным пунктам тактико-
технических требований, но и перекрывает их. Для окончательной отра-
ботки двигателя необходимо уменьшить его габариты и вес, убрав
трубки, подводящие компоненты к форсункам, и облегчив все детали.
Кроме того, необходимо избежать накаливания стенок камеры, пред-
ставляющего опасность* для объекта, на котором будет установлен
двигатель.
5. Сравнение данных, полученных на опыте с расчетными, указы-
вает, что принятое значение относительного к. п. д. весьма близко
к действительному, в связи с чем нужно отметить вполне удовлетвори-
тельное совпадение.
Настоящий двигатель был собран в мае с. г. из старых деталей
(форсунки, камера) двигателя с тягой 300 кг в связи с тем, что в меха-
нической мастерской РНИИ задержалось изготовление двигателя
ОРМ-65 по чертежам, разработанным и сданным в производство
еще 20 января с. г.
В связи с этим явилось целесообразным испытать двигатель
ОРМ-65 в том виде, в каком он был задуман с тем, однако, чтобы
в случае неудовлетворительных результатов использовать конструкцию
ОРМ-64.
ОРМ-65
Двигатель состоит из охлаждаемого цилиндра — сопла и неохлаждас-
мой головки. В связи с этим оказалось возможным убрать трубки
подвода окислителя к форсункам и понизить температуру стенок цилин-
дрической части камеры сгорания, обычно сильно накаливающейся.
Компенсация термического удлинения сопла достигается свинцовой
прокладкой, как и в ОРМ-64, однако, для облегчения поджатия
прокладки для повторных пусков использовано отдельное поджимное
кольцо.
Зажигательное устройство точно то же, что и в ОРМ-64. Каждый
компонент топлива впрыскивается через три форсунки. Форсунки окис-
лителя установлены под 60° к оси двигателя, как и в ОРМ-64. Форсунки
же горючего установлены нормально к оси двигателя, так как по конст-
руктивным соображениям их пришлось сместить ближе к головке.
Площадь критического сечения сопла составляет 4,16 см2 (0 23 мм).
Таким образом, существенное отличие ОРМ-65 от ОРМ-64 состоит
379
g
Рис. 3
в несколько измененной установке форсунок и использовании охлаж-
даемой цилиндрической части камеры. Кроме того, емкость камеры
сгорания ОРМ-65 меньше (2,0 л вместо 2,2 л), а диаметр критического
сечения сопла больше (23 мм вместо 20 мм). Последнее обусловлено
меньшим расчетным значением рабочего давления в камере сгорания.
Форсунки двигателя рассчитаны на перепад' давления в 15 атм.
Однако, с учетом опыта работы с ОРМ-64, дополнительно были спро-
ектированы и изготовлены форсунки для перепада в 5 атм. В связи
с этим, опыты с ОРМ-65 можно разбить на две группы: опыты на фор-
сунках с большим перепадом давлений и с малым.
Основные расчетные данные этого двигателя, полученные с помо-
щью энтропийной диаграммы, приведены в табл. 4. Расчет проведен
для 100%-ной HNO3 и тракторного керосина при а= 1.
Таблица 4
Основные расчетные данные
L Теплотворная способность 1 кг смеси Ни, ккал 1450
2. Удельный вес смеси d415, кг/л 1,35
3. Удельная весовая тяга (действит.) 210
4. Удельная объемная тяга (действит.) Рц, кг/л/с 244
5. Удельная весовая тяга (термическая), кг/кг/сек 233,5
6. Относительный к.п.д. т|$ 0,81
7. Коэффициент истечения <р 0,90
8. Скорость истечения (термич.) wt, м/с 2290
9. Скорость истечения (действит.) ше, м/с 2060
10. Теплосодержание в камере сгорания Z<, ккал/нм3 1800
11. Теплосодержание на выходе из сопла, /а, ккал/нм3 1025
-12. Перепад теплосодержания (/» — /а), ккал/нм3 775
13. Термический к.п.д. т]г 0,430
14. Давление в камере сгорания р», аги 24
15. Эффективный к.п.д. т)е 0,348
16. Давление на выходе из сопла ра, ати 1
17. Температура в камере с учетом диссоциации (ти=1)» К 3018
18. Температура на выходе из сопла с учетом диссоциации (T|gt=l), К 2220
19. Температура в камере с учетом диссоциации (r]g=O,81), °C 2170
20. Температура на выходе из сопла с учетом диссоциации СПя^О.в!), ° С ~ 1500
21. Расход топлива в секунду Ga, кг/с 0,714
22. Диаметр критического сечения Л, мм 23
23. Отношение da!dk 2
24. Угол конуса сопла 20°
25. Объем камеры сгорания, л 2,0
26. Давление подачи, ат 40
27. Диаметр отверстия ниппеля форсунок окислителя, мм 2,55
28. Диаметр отверстия ниппеля форсунок горючего, мм 1,70
29. Число заходов, шаг и Ai, Аг те же, что и в ОРМ-64
30. Толщина стенки сопла, мм 2
31. Толщина стенки цилиндра, мм 3
32. Шаг винтовых ребер охлаждения сопла, мм 5
33. Шаг винтовых ребер охлаждения цилиндра, мм 10
34. Ширина зазора охлаждения сопла, мм 2
35. Ширина зазора охлаждения цилиндра, мм 5
36. Скорость протока кислоты в охлажд. рубашке, м/с 9*,0
37. Температура стенок цилиндра, °C 131
38. Подогрев кислоты в рубашке сопла Д/i, °C 35
39. Подогрев кислоты в рубашке крышки Д/2, °C 20
40. Подогрев кислоты в рубашке цилиндра Д/3, °C 16
41. Полный подогрев кислоты в рубашках Д£, °C 71
42. Вес двигателя, кг 14,27
381
РЕЗУЛЬТАТЫ ИСПЫТАНИИ ОРМ-65
II. Форсунки с малым перепадом давления
1. Ис .пытание форсунок на расход.
Состав компонентов тот же, что и ранее.
Таблица 5
Компонент LP6 />дв РФ Др, <Рб~Рдв) Дрв (/*ДВ—Рф) р-
Керосин 10 9 9 1 1 46,5±1,5 0/264
Кислота 10 9 5,5 1 3,5 197±0,5
Отношение компонентов
197
kr=—-=4,23, чему отвечает а^0,83.
1 46,5 J
Потеря напора в арматуре стенда Api=l атм, а в рубашках охлаж-
дения Др2=3,5 атм.
2. Зажигание и пуск двигателя.
То же, что и в предыдущих опытах. Пусковое давление 8—10 атм.
Результаты столь же удовлетворительные.
3. Характеристика двигателя.
Опыты можно разбить на две группы: первая — установление схо-
димости результатов повторных испытаний, вторая — снятие характе-
ристики двигателя по давлению подачи в пределах 12—35 атм. Всего
было проведено 13 испытаний, результаты которых приведены в табл. 6
и 7. Согласно табл. 6 наивыгоднейший режим испытанного двигателя
отвечает следующим данным:
Давление подачи па входе в двигатель.................... 30 ати
Давление в камере сгорания.............................. 22 ати
Перепад на форсунках и в охлаждающих рубашках .... 8 ат
Средняя тяга............................................ 158 кг
Удельная тяга............................................ 213 кг/кг/сек
Секундный расход топлива............................... 0,742 кг/сек
Так как эти данные вполне удовлетворяют тактико-техническим
требованиям, то отвечающий им режим работы двигателя был принят
за основу, после чего были проведены опыты на сходимость результатов
повторных опытов (см. табл. 7). Сходимость можно признать удовле-
творительной. /
С одним экземпляром двигателя ОРМ-65 было проведено 17 пусков
общей длительностью в 927,4 с (15,5 мин). Несмотря на то, что двига-
тель проработал свыше четверти часа, ни одна его деталь не подверг-
лась разрушению или повреждению, требующему ремонта.
Однообразие в тяге при установившемся режиме в течение одного
пуска и между пусками, при условии, что давление подачи регулируется
редуктором, вполне удовлетворительное (среднее отклонение не более
3 кг).
Приведенные цифры несколько занижены в связи с тем, что разгон
был велик и обусловливался предельной достижимой на оборудовании
стенда скоростью подъема давления в баках. При испытании от объекта
это время может быть не больше 1 с. На стенде при давлении в акку-
муляторе не менее 100 атм время разгона около 3 с.
При сравнении результатов испытаний ОРМ-64 с испытаниями
ОРМ-65 на форсунках с большим перепадом и с малым обращает
на себя внимание то, что при последних испытаниях получены меньшие
382
№№ ио пор. Дата Pi> кг/см2 Лиг КГ/СМ2 Рб- кг/см2 Др, <Рл»~Р1 ) кг/см* ^нач, кг/см2 ^ср» кг Л, к г/кг/с *1
1 27/X 10 12 12 2 8 (69,5) (181) 4,01
2 26/ X 18 25 26 7 10 135 207 3,72
3 26/Х 20 27 28 7 10 147 206 3,72
4 31 /X 22 30 31 8 10 158 213 4,32
5 13/Х 23 31 32 8 8 142 203 3,01
6 23 X 24 35 36 И 10 176 195 3,57
Таблица 6
кг/сек О°к, кг/сек °;- кг/сек 6 сек /, сек (разгона) ±ДРСр» кг Выхлоп
0,384 0,307 0,077 61,9 2,5 0,5 Легкий бурова- тый, прозрачный дым
0,651 0,513 0,133 42,3 3,2 0,5 Дыма нет
0,712 0,561 0,151 41,5 13,1 1,25 Дыма нет
0,742 0,602 0,140 60,6 2,6 3 Дыма нет
0,703 0,528 » 0,175 59,2 6,2 4,25 (без редук- тора) Примечание. Уменьшено а путем диафрагмирования зазора для прото- ка кислоты и уве- личения расхода горючего
0,902 0,705 0,197 42,4 11,5 (без редук- тора)
Таблица 7
№ DO лор. Дата Pi Рдв Р6 Др (PjlB~~Pi) Рнач ч» J’cp Pt *1 Os 6 сек t, сек (разгона) ±ДРср кг Выхлоп Примечание
1 26/Х 22 30 31 8 10 163 210 3,87 0,779 41,4 8,3 Работа без ре- дуктора Едва заметный сероватый дым
2 31/X 22 30 31 8 10 158 213 4,32 0,742 60,6 2,6 -3 То же
3 31/Х — 30 31 W 158 (192) 3,98 (0,823) 9 40,0 — -0,5 При этом опыте вырвало маномет- рическую трубку из камеры сгорания еще в начале ра- боты двигателя
4 1/XI 22 30 31 8 10 160 210 4,18 0,763 76,0 5,0 -2,5
5 1/XI 22 30 31 8 10 162 (201) 4,13 (0,805) 32,9 • 11,8 -1 Опыт не вполне достоверен, ввиду длительного раз- гона (перерасход топлива)
Среднее из пяти опытов 22 30 31 8 10 160 ±2 211 ±1 4,12 ±0,13 0,761 ±0,013 S/, сек 927,4 (15,5 мин.) <3 >2,6 Едва заметный сероватый дым Сомнительные цифры, заключен- ные в скобки, не использовались
значения удельной тяги. Так, ранее имели место Pi=212—216 кг/кг/сек,
в последних же опытах Pi около 211 кг/кг/сек. Уменьшенный объем
камеры сгорания, увеличенное критическое сечение сопла и измененная
установка форсунок в ОРМ-65 по сравнению с ОРМ-64 может дать
некоторое объяснение наблюдающемуся различию.
Ввиду того, что результаты, полученные с ОРМ-65 на малом пере-
паде, вполне удовлетворяют тактико-техническим требованиям, явилось
целесообразным предъявить его комиссии.
ОРМ-65 не удовлетворяет тактико-техническим требованиям лишь
в отношении веса и габарита, поскольку на этом варианте двигателя
вопросы веса и габаритов не решались. В связи с этим сконструиро-
ван и заказан окончательный образец двигателя ОРМ-66, учитывающий
опыт работы с ОРМ-64 и ОРМ-65, и требования в отношении веса
и габаритов.
В табл. 8 проведено сравнение тактико-технических требований
с полученными результатами, согласно табл. 7.
Таблица 8
Характеристика двигателя Требуется по т.-техн. треб. Получено
Давление подачи рдв, кг/см2 не более 35 30
Тяга на установившемся режи- ме Рср, кг 150—160 160
Удельная тяга (весовая) Л, кг/кг/с 180 211
Отклонение (среднее) в тяге между пусками и при одном пус- ке на установившемся режиме, кг не более 3 не более 3
Время работы двигателя (не- прерывное), с 75 более 121
Полное время работы двигате- ля, с 75 более 930 (более 15,5 мин)
Время разгона1 при пуске от объекта 212 или 218, с 1 Не определялось вви- ду отсутствия объектов 212 и 218. На стенде разгон не менее 2.5
Работа двигателя в различных Двигатель должен нор- Получено на опытах
положениях мально работать при положении его оси от 0 до 90° относительно го- ризонта
Удельный вес горючего не менее 0,7 0,84
Вес двигателя, кг не более 10 ОРМ-64-10 ОРМ-65-14,27 ОРМ-66—7
’ Время с момента запуска двигателя до выхода на установившийся режим.
На основании изложенного материала двигатель может быть
признан пригодным для эксплуатации и допущен к сдаточным испы-
таниям.
13 1208
ОРМ-53 —ОРМ-66*
(1934—1936 гг.)
С 1934 по 1936 гг. были разработаны конструкции двигателей с ОРМ-53
по ОРМ-66, в том числе в 1934 г. ОРМ-54 с высокими ребрами охлаж-
дения на сопле, восьмифорсуночный двигатель повышенной тяги
(500 кг) ОРМ-57 с диаметром критического сечения сопла, равным
40 мм, и двухкамерный двигатель ОРМ-58 на тягу 600 кг. В качестве
компонентов топлива для всех этих двигателей предназначались азот-
ная кислота и керосин.
ОРМ-63 — полностью охлаждаемый экспериментальный двига-
тель тягой 300 /кг, проходивший поэлементную технологическую отра-
ботку в производстве с целью освоения роликовой электросварки ком-
пенсатора, штампованного из листа нержавеющей стали, с 'соплом
и его рубашкой, освоения стыковой электросварки по критическому
сечению сопла для исключения вкладышей сопла и отработки герме-
тичной пайки резьбовых соединений тугоплавким припоем. В камере
сгорания используются мембранные гидравлически управляемые
форсунки.
Официальные стендовые испытания двигатель прошел в горизонталь-
Рис. 1. ОРМ-651
* См. «Альбом конструкций ОРМ», 1935 г. и «Альбом конструкций ЖРД», М,
195® г., текст цитирован из Альбома конструкций ЖРД», стр. 15, 16.
1 Фото ОРМ-65, изготовленного по архивному чертежу № 210900 4 мая 1936 г.,
архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед. хр. № 47, л. 1.
386
Рис. 2. Формуляры ОРМ-651
Рис. 3. Ракетоплан РП-318-1 с двигателем ОРМ-65 с полуавтоматическим запуском
прошел 30 наземных огневых испытаний 2
ном и вертикальном (соплом вниз) положении в 1936 г.3. Двигатель
состоит из камеры сгорания с агрегатами пуска и управления*
1 (Паспорта на ракетный двигатель на жидком топливе типа ОРМ-65 № 1 (1936 г.)
и № 2 (4937 г.), архив ГДЛ-ОКБ, оп. №(1, ед. хр. №40.
2 Ом. отчеты по испытаниям Р-31|8н1 и 212, 1936—Д939 гг.
3 Акт комиссии по приемо-сдаточным испытаниям ракетного азотного двигателя
от 5 ноября 1936 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 39.
4 ОРМ-65, чертеж № 210900. 4 мая 1936 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 2, ед. хр. №47.
л. 1. Временное описание и руководство по обслуживанию ракетного двигателя типа
ОРМ-65, 1936—1937 гг., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 38.
13*
387
Рис. 4. Крылатая ракета 212 с двигателем ОРМ-65 с автоматическим запус-
ком на пороховой катапульте прошла 11 наземных и 2 летных огневых испы-
тания (юм. оножу 2 на стр. 387)
Двигатели ОРМ-65 выдерживали многократные пуски. Например,
ОРМ-65 № 1 за 49 пусков наработал на земле 30,7 мин, в том числе:
на стенде — 20 пусков (17. IX — 5. XI- 1936 г.), на крылатой ракете
212 конструкции С. П. Королева — 8 пусков (29. IV — 9. IX. 1937 г.
и 2.Х — 8.Х. 1938 г.), на ракетоплане РП-318 конструкции С. П. Коро-
лева— 21 пуск (16.XII. 1937 г.—11.1. 1938 г.). Двигатель ОРМ-65
№ 2 на шестом пуске проработал на ракетоплане РП-318 при наземных
испытаниях 11. III. 1938 г. непрерывно 230 с; 'четырнадцатый и шест-
надцатый пуски были произведены 29.1. 1939 г. и 8. III. 1939 г. при лет-
ных испытаниях на крылатой ракете 212.
Дальнейшие испытания ракетопланера проводились без участия
Королева и Глушко; двигатель ОРМ-65 был заменен Другим,, сделан-
ным на его основе, но на пониженные показатели *.
Двигатель ОРМ-65 является наиболее надежным двигателем своего
времени. Изредка имевшие место дефекты в работе при наземных отла-
дочных испытаниях были связаны либо с доводкой новой системы пита-
ния с Целью исключения гидравлических аномалий при подаче топлива,
либо с нестабильностью технологии производства зажигательных
шашек, иногда приводившей к сильному разбросу времени и интенсив-
ности горения, либо с дефектом используемых для деталей материалов.
ОРМ-66—экспериментальный азотнокислотно-керосиновый двига-
тель, тягой 150 кг, разработанный и изготовленный в 1936 г., а в 1937—
1938 гг. испытанный на стенде. ОРМ-66—дальнейшее усовершенство-
вание ОРМ-65 и отличается существенно уменьшенным весом (7 кг) и
габаритами (диаметр —174 <мм, длина— 450 мм), увеличенным объе-
мом полностью охлаждаемой камеры сгорания (2,5 л) и неразъёмным
сварным компенсатором удлинения сопла.
1 Основные характеристики этого ЖРД (РДА-!1-100, конструкция Л. С. Душкина)
по сравнению с ОРМ-65: тяга от 70 до 140 кг вместо.от 50 до 175 кг, удельная тяга
186 сек вместо 210—215 сек.
РАСЧЕТ ГАЗОГЕНЕРАТОРА, ЕГО УСТРОЙСТВО
И ДЕЙСТВИЕ *
(1936 г.)
1. ОСНОВНАЯ СХЕМА
На основании теоретических исследований, изложенных в отчетах:
«Ориентировочный расчет газогенератора на жидком топливе»
от 10 января 1936 г. и «Термодинамические расчеты газогенератора
на жидком топливе различного состава и выбор топлива» от 4 февраля
1936 г. мы остановились на принципе работы газогенератора, согласно
которому смешение и горение окислителя и горючего производится
в камере сгорания при а<1, понижение же температуры продуктов
горения, достигаемое добавлением воды, происходит вне зоны горения,
на пути газов к выходу через сопло. На рис. 1 схематически изображен
газогенератор подобного устройства.
Для достижения лучшего перемешивания компонентов и более пол-
ного испарения нами применено устройство, схематически показанное
на рис. 2. Нижняя половина, левой камеры является камерой смешения
и горения компонентов топлива.
Половина воды впрыскивается
в первую камеру, а вторая поло-
вина воды — во вторую, в обоих
случаях навстречу газовому по-
току.
* Отчет РНИИ, 31 марта 1936 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 32,
л.л. 83—116. Публикуется с сокращениями.
389
Ниже приведены результаты расчета и конструирования газогене-
ратора, выполненного согласно рис. 2.
Настоящая конструкция является первой опытной, поэтому вопро-
сы веса, габарита, подбора материала и формы конструктивного выпол-
нения схемы умышленно не решались до возможного предела с той
целью, чтобы облегчить отработку опытного образца и, в известной
мере, его изготовление.
Таблица 1
Свойства Топливо Топливо 4- вода
HNO3 83,3 41,6
Весовые части, % Керосин 16,7 8.4
Вода — 50,0
HNO3 73,6 31,4
Объемные части, % КеР°син 26,4 П,4
Вода — 57,2
Й! 4,99 —-
2,79
Vu 817 1030
На 1390 696
Н2О 49,1 66,2
Весовые 27,1 21,8
части, % СО 5,7 2,9
n2 18,1 9,2
Н2О 32,2 79,8
Объемные 43,4 10,7
части, % СО 5,9 2,3
n2 18,5 7,2
21,7
/? 30,9 39,1
С (0-т°) 8,63+0,00118Т
0,3984-0,543.10-«Т
т 2900 950
t° 2600 680
хр = °,8а v (jp = 25) 448 148
v (р = 20) 186
К 1,25
390
2. СВОЙСТВА ТОПЛИВА, ПРОДУКТОВ ГОРЕНИЯ
И СМЕСИ: ПРОДУКТЫ ГОРЕНИЯ + ВОДА
Согласно результатам, полученным в упомянутых выше исследова-
ниях, в качестве окислителя и горючего для проектируемого газогене-
ратора приняты азотная кислота концентрации 99% и керосин. Причем,
предусмотрена возможность перехода с керосина на скипидары
без изменения конструкции, что легко достигается, ввиду практически
полного схождения химического состава и физических свойств (t° кип.,
уд. вес и т. п.) этих горючих. Замена керосина скипидаром может вызы-
Рис. 3. Графики к расчету горения азотной кислоты и керосина со впрыском
воды.
Зависимости от содержания воды 1F по весу:
а — газовой постоянной; б— температуры и теплопроизводителыюсти; в — удельного
объема v в м3/кг и секундного расхода газов; г — газообразования Vu, л/кг; д — объ-
емного содержания компонентов; е — весового содержания компонентов
• Ни t°C
391
Рис. 5. Секундные расходы (G, кг/с вода+ топли-
во, содержащее различные окислители CN*Os;
НгОг; HNOj) в зависимости от температуры газа
ваться желанием сни-
зить удельный расход
топлива за счет большей
полноты сгорания.
По тактико-техниче-
ским требованиям произ-
водительность газогене-
ратора должна состав-
лять 40—70 л газа, в се-
кунду при 20—25 атм и
рабочей температуре га-
за порядка 450—600? С.
Тогда, минимальное со-
держание воды в смеси,
отвечающее /°^600° С,
составит 50% весовых,
суммарный расход воды
и топлива при этой тем-
пературе от 0,24 кг/с до
0,34 кг/с, в зависимости
от потребной производи-
тельности, заданной ин-
тервалом значений 40—
70 л/с. Максимальное ко-
личество воды, отвечаю-
щее температуре смеси
/^450° С, составит 55%
весовых, а суммарный
расход от 0,28 до 0,40 кг/с
(рис. 4, 5).
Расчет газогенерато-
ра ведем, приняв содер-
жание подводимой воды,
равным 50% по весу и
предусматривая при кон-
струировании двигателя
возможность увеличения относительного количества подводимой воды
с 50 до 55%.
В табл. 1 охарактеризовано топливо: азотная кислота+керосин,
взятое при а=0,95 (2-й столбец) и то же топливо с 50% воды (3-й стол-
бец). Таблица составлена па основании расчетов предыдущих отчетов.
3. КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ КОНСТРУКЦИИ
И СПОСОБА ЕЕ ДЕЙСТВИЯ (ЧЕРТЕЖ № 211000) ♦
Газогенератор состоит из следующих главнейших частей: камеры
сгорания 1, снабженной органами зажигания и форсунками для впрыс-
ка компонентов, головки 4, соединенной с камерой 21 с помощью
трубки 19 на фланцах (камера 21 служит для дополнительного ввода
воды, окончательного смешения и испарения компонентов с выпуском
их через сопло 24), и органов автоматического зажигания и пуска
сжатым воздухом (черт. 211100). Зажигание в опытном образце
для предварительных испытаний на стенде будет осуществляться
* С начала 1936 г. на штампах чертежей РНИИ была введена графа: «Главный
конструктор». В этой графе стоит подпись автора на чертежах разработанных им кон-
струкций ракетных двигателей и газогенераторов.
392
с помощью пороховой шашки, воспламеняемой электрозапалом. Кроме
того, устройство газогенератора допускает производить пуск и с помо-
щью химического воспламенителя.<
В нижней части камеры сгорания 1 расположены форсунки
для впрыска кислоты и горючего. Каждый компонент впрыскивается
тремя форсунками. Форсунки окислителя и горючего чередуются.
Форсунки состоят из ниппелей 5, 7 и 9, посаженных на резьбе в камеру
и снабженных центробежными распылителями 6, 8, 10. Подвод компо-
нентов к форсункам производится с помощью коллекторов 25
для окислителя я 18 — для горючего. Подход к форсункам — через
пробки 13. Форсунки расположены под углом 25° к оси двигателя
в направлении, противоположном движению газов с тем, чтобы увели-
чить время пребывания смеси в камере и тем достигнуть лучшего
перемешивания и более полного сгорания. Камера сгорания 1 снабже-
на в верхней части диафрагмой 2, посаженной на резьбе для возмож-
ности ее замены и перемещения вдоль камеры при установке. Назначе-
ние диафрагмы — отрывать жидкие компоненты со стенок для лучшего
393
Рис' 7. Пусковой автомат Рис. 8. ГГ-1
их смешения и горения без растекания по стенкам. Кроме того,
из-за худшего теплоотвода диафрагма должна сильно нагреваться
и тем способствовать лучшему испарению компонентов. Ту роль, кото-
рую эта диафрагма играет для окислителя и горючего, поступающих
снизу, она будет выполнять и в отношении воды, впрыскиваемой
из форсунки, установленной в головке 4. Устройство форсунок для впры-
ска воды тоже, что и для компонентов топлива.
Головка 4 и камера 21 газогенератора соединяются трубкой 19
на фланцах, снабженных на камерах шпильками. В верхней части
камеры 21 установлена форсунка того же устройства, что и в верхней
части головки 4. Камера 21 разделена на две части внутренней диаф-
рагмой, назначение которой то же, что и диафрагмы, помещенной в пер-
вой камере. В нижней части вторая камера снабжена соплом 24, уплог-
няемым прокладкой 22 с помощью поджимного кольца 23.
Подвод воды производится по медной трубке, уложенной по жело-
бу, выточенному на внешней поверхности камеры 21. Назначение
змеевика 42.— подогревать воду перед поступлением в камеры.
Из змеевика вода подводится трубками к двум форсункам для воды.
В случае зажигания шашкой способ работы газогенератора такой.
После приведения в действие зажигания, чер.ез три секунды после нача-
ла горения шашки впрыскиваются компоненты топлива, поступающие
в форсунки через коллекторы, после чего в камере устанавливается
горение; Через две секунды после впуска топлива в камеру впускается
вода. Компоненты топлива, пройдя диафрагму камеры сгорания,
смешиваются с водой, впрыскиваемой навстречу горящему потоку,
изменяют направление движения на 90° и по трубке попадают во вто-
рую камеру, в которой происходит расширение потока; дополнительное
смешение с водой и вновь изменение направления на 90°. После этого
поток проходит вторую диафрагму й попадает в нижнюю половину
камеры 21, откуда он отводится через горловину (сопло) 24 в цилиндр
рабочей машины.
Если зажигание производится химическим воспламенителем, способ
работы газогенератора не меняется, а пуск упрощается.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Разработанные проект газогенератора и схемы установки для испы-
тания и эксплуатации газогенератора в процессе экспериментальной
работы подвергнутся улучшениям и уточнениям, о чем будет сообщено
в следующих отчетах. Конструктивное оформление газогенератора
не является окончательным и в настоящем выполнении в значительной
мере служит целям удобств работы с ним при отработке на стенде
(рис. 8).
' Таблица 2
Основные параметры Предусмотрело техническими требованиями Выполнено
Производительность газа, л/с 40—70 при 20—25 атм 40—70 при 20—25 атм
Расход окислителя и горючего, кг/с 0,6 Окислителя и горючего- 0,15—0,20; окислителя. горючего и воды—0,2&— 0,35
Температура газа, ° С 450—600 500—550
Длительность работы, мин 10—15 10—15
Вес газогенератора, кг не более 40 около 16
Габарит газогенератора, мм Диам. 300, длина 600 (габаритный объем — 42,4 л) 182X297X351 (габа- ритный объем 18,9 л)
В табл. 2 сравниваются технические требования к газогенератору,
согласно договору от 20 октября 1935 г., с полученными данными
в результате проектирования газогенератора.
ИСПЫТАНИЕ ГАЗОГЕНЕРАТОРА*
(1936 г.)
ВВЕДЕНИЕ
Настоящий отчет охватывает работы, проведенные в 1936 году.
В отчете содержится описание результатов исследований некоторых
свойств компонентов топлива и испытаний газогенератора на стенде.
Для выполнения отдельных участков работы был использован ряд
сотрудников, работавших по моим указаниям (тт. Шалимов, Шитов,
Андрианов, Вишнев).
1. ИССЛЕДОВАНИЕ НЕКОТОРЫХ ФИЗИКО-ХИМИЧЕСКИХ
СВОЙСТВ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА
Исследованию подвергались: азотная кислота концентрации 97,2%
(ост. 5575), тракторный керосин и скипидары, с целью накопления
данных, необходимых для уточнения расчета газогенератора. Для этих
веществ определяли удельный вес и вязкость при различных темпера-
турах, а также действие кислоты и скипидара на некоторые металлы.
Для горючих определялась также теплотворная способность.
Удельный вес определяли с помощью пикнометра в интервале
от —30 до 4-150°С через каждые 15° (погрешность Ad= ±0,0002).
Результаты опытов приведены в табл. 1.
Таблица 1
/•С Удельный вес /° с Удельный вес
Азотная кислота Трактор- ный керосин Скипидар № 1 Скипидар № 2 Азотная кислота Тракторный кер хин Скипидар № 1 Скипидар № 2
-30 1,5802 0,8672 0,9037 0,9020 75 1,4057 0,7940 0,8217 0,8200
— 15 1,5561 0,8566 0,8919 0,8902 90 — 0,7837 0,8098 0,8079
0 1,5319 0,8461 0,8804 0,8786 105 — 0,7729 0,7992 0,7956
15 1,5072 0,8357 0,8686 0,8662 120 — 0,7622 0,7889 0,7840
30 1,4813 0,8251 0,8579 0,8556 135 — 0,7517 0,7772 0,7714
45 60 1,4564 1,4309 0,8145 0,8040 0,8456 0,8343 0,8440 0,8320 150 — 0,7404 0,7647 0,7586
Функция d=f(t) с точностью до единицы в третьем знаке после
запятой выражается линейным уравнением:
* Отчет о работе, выполненной в 1936 г. Архив АН СССР, разряд 4, оп. 14,
дело 44, лл. 6—43. Публикуется с сокращениями.
396
Для азотной кислоты................................^£ = 1,531—0,00166 /;
Для тракторного керосина..........................=0,8461—0,000704/;
Для скипидара №1..................................d*=0,8804—0,0007761;
Для скипидара №2..................................d*=0,8786—0,000782/.
Для двух исследованных скипидаров можно предложить общую
формулу меньшей точности:
dfs =0,880—0,000779t.
Удельный вес скипидаров примерно на 4% больше, чем у трактор-
ного керосина.
Вязкость определялась с помощью визкозиметра Энглера при раз-
личных температурах в интервале от —30 до 4-150° С и относилась
к вязкости воды при +15° С. Азотная кислота не исследовалась, так как
ее вязкость уже изучена довольно подробно (см. спр. т. X, Т. Э.,
изд. 1927—33 гг.). Результаты приведены в табл. 2.
Таблица 2
Г с Вязкость, °Е /о с Вязкость, °Е
Тракторный керосин Скипидар № 2 Тракторный керосин | Скипидар № 2
-30 2,26 75 0,93 0,90
-15 1,60 90 0,91 0,89
0 1,32 1,13 105 0,88 0,87
15 1,16 1,04 120 0,87 0,86
30 ' 1,08 0,99 135 0,86 0,85
45 1,02 0,94 150 0,84 0,84
60 0,96 0,93
Вязкость скипидара при низких температурах (0—15° С) на 10—
15% меньше, чем у тракторного керосина. С помощью температуры
эта разница уменьшается и при 150° их вязкости одинаковы.
Теплопроизводительность определялась путем сжигания горю-
чего в калориметрической бомбе (отклонения не больше 0,2%).
Результаты приведены в табл. 3, где QB и QH соответственно высшая
и низшая теплопроизводительность на 1 кг горючего в ккал, q06p—
теплота образования 1 моля горючего (рс„н„= 136; цкер=100); теплота
образования вычислялась при условии, что состав скипидаров выра-
жается формулой СюН1б.
Таблица 3
Горючее Qb Qh <7обр
Тракторный керосин 10875
Скипидар № 1 10406 9782 75,6
Скипидар № 2 10660 10035 41,3
Теплопроизводительность единицы веса скипидаров оказалась
ниже, чем у тракторного керосина. В случае содержания лишь а—
пинена и Д3— карена молекулярная теплопроизводительность скипи-
дара составляет 1470 ккал (см. спр. Техн. Эпц. т. VII), чему отвечает
<2в= 10810 и Qs= 10180 ккал на кг скипидара. Очевидно, в испытывав-
шемся скипидаре содержались фракции, понижающие теплопроизво-
дительность.
397
Опыты показали, что температура затвердевания скипидаров лежит
ниже —78,5° С, так как применяя твердую углекислоту, не удалось
перевести их в твердое состояние.
Коррозия металлов в азотной кислоте и скипидаре определялась
главным образом с качественной стороны путем определения убыли
в весе и изменения состояния поверхности образцов, погруженных
в жидкость некоторой своей частью, чтобы учесть действие не только
жидкой, но и парообразной фазы. В особенности обращалось внимание
на состояние поверхности на границе раздела этих двух фаз. Образцы
изготовлялись в форме пластинок размерами 20X 50 мм при толщине
0,8—1 мм и погружались в вертикальном положении на 2/3 своей
длины в кислоту.
В азотной кислоте 97%-ной концентрации выдерживались при ком-
натной температуре в течение 43 дней пластинки стали ЭЯ-2 и из алю-
миния. Видимого изменения состояния поверхности пластинки из ЭЯ-2
обнаружено не было. Убыль в весе составила 0,12 мг/см2 (среднее
из трех параллельных опытов). Алюминиевый образец дал убыль
в весе 0,15 мг/см2 (среднее из трех опытов), причем поверхность покры-
лась легким белым налетом. Электрон сильно разрушается азотной
кислотой, реакция идет бурно и сопровождается обильным выделением
двуокиси азота. Образцы из двух пластинок ЭЯ-2, сваренные с помощью
проволоки из углеродистой стали автогеном, погружались в кислоту
на 15 дней при нормальной температуре. Сварочный шов корродировал
(покрывался хлопьевидным белым налетом) и вызвал повышенную
убыль в весе образца. Состояние поверхности ЭЯ-2 вплоть до свароч-
ного шва не изменилось.
В смеси скипидаров № 1 и № 2 (примерно 1:1) выдерживались
образцы различных металлов при нормальной температуре в течение
20 дней. Размеры пластин составляли 31X48X1 мм, что дает поверх-
ность 31,2 см2. Оказалось, что медь, латунь, дюраль, ЭЯ-2 и углероди-
стая сталь не показали изменения веса. Поверхность медных и латун-
ных, пластин покрылась легким налетом. Остальные металлы сохранил»
вид поверхности без изменения. Свинец же разрушался весьма сильно,
выделяя белый осадок. Будучи погружены целиком в скипидар свинцо-
вые пластинки дали убыль в весе 28 мг/см2 за 20 дней. Исследования:
каждого металла проводились параллельно на четырех образцах.
Проведенные опыты позволяют заключить, что:
1. Зависимость удельных весов азотной кислоты, скипидаров и керо-
сина от температуры хорошо выражается линейным уравнением,
что позволяет пользоваться приведенными формулами при обработке
стендовых испытаний газогенератора.
2. Удельный вес скипидаров Кг 1 и № 2 ~ на 4% больше,
чем у тракторного керосина и составляет при 15° С 0,87, что дает
им некоторое эксплуатационное преимущество.
3. Вязкость скипидара К® 2 немного меньше, чем тракторного керо-
сина, что также является преимуществом для скипидара.
4. Теплопроизводительность скипидаров № 1 и № 2 на 2—5%
меньше, чем у тракторного керосина, что является отрицательны!»
качеством. Однако, эта разница вызвана случайным составом скипида-
ров. Чистый скипидар (состоящий из А3 — карена и а — пинена) имеет
теплопроизводительность ту же, что и керосин, т. е. на 2% большую,
чем скипидар № 2 и на 4% большую, чем скипидар № 1. Следовательно,
при выборе скипидаров нужно учитывать их состав и с точки зрения
влияния его на теплопроизводительность.
5. Температура плавления скипидара меньше — 78,5° С, что вполне
достаточно для эксплуатационных целей.
398
6. Коррозия алюминия в азотной кислоте (97,2%) при нормальной
температуре по истечении Р/2 месяцев незначительна. Еще меньше
заметно действие кислоты на сталь ЭЯ-2. Таким образом, дюраль
и ЭЯ-2 могут успешно применяться в качестве конструкционного мате-
риала, для изготовления деталей, соприкасающихся с азотной кислотой
высокой концентрации. Электрон энергично разрушается азотной кисло-
той и потому не должен входить с ней в соприкосновение.
7. Сварка нержавеющей стали простой сталью недопустима
постольку, поскольку сварочный шов корродирует, войдя в соприкосно-
вение с азотной кислотой.
8. Дюраль, углеродистая сталь и ЭЯ-2 не дают следов разрушения
в скипидаре при нормальной температуре, будучи выдержанными
в течение 20 дней, что позволяет использовать их в качестве материала
для изготовления тары, деталей арматуры и деталей самого объекта,
соприкасающегося с этим горючим. То же можно сказать относительно
меди и латуни с той лишь оговоркой, что поверхность этих металлов
покрывается слабым налетом (убыль в весе не обнаруживается).
Однако, остается невыясненным влияние этих металлов на свойства
соприкасающегося с ними скипидара.
9. Свинец разрушается в скипидаре и потому может употребляться
в крайнем случае и лишь для кратковременной работы (частая смена
свинцовых деталей).
2. ГАЗОВЫЙ АНАЛИЗ ПРОДУКТОВ СГОРАНИЯ
Газовый анализ продуктов сгорания, вырабатываемых газогенера-
тором, намечено было проводить обычными газоанализаторами (напри-
мер, прибором Орса), позволяющими определить все интересующие
нас компоненты. Для отбора проб газов был разработан приемник,
общий вид которого приложен к отчету (рис. 1).
3. ИСПЫТАНИЕ ФОРСУНОК ГАЗОГЕНЕРАТОРА НА РАСХОД
Испытанию были подвергнуты форсунки, рассчитанные на различ-
ный перепад давления. Результаты опытов приведены в табл. 4—7,
содержащих средние значения нескольких измерений.
Таблица 4 Таблица 5
Тракторный керосин Азотная кислота 97,2% HNO»
Число форсунок — 3. Ниппель и 0,90; распылитель: шаг 5 мм; число заходов — 1; Xi—0,5; ^2-2,72 Число форсунок — 3. Ниппель 0 1,32 мм; распылитель: шаг 20 мм; заходов — 2; Xt-0,5; 1,—5,43
Рб> ати 6 с о5, г/с р Досто- вер- ность *б’ ати tt с г/с И Достовер- ность
5 -120 21,25 ±0,05 0,40 5 5 ~35 79,4±0,5 0,50 3
10 -90 29,6±0,1 0,38 4 10 ~30 107±1 0,47 4
15 -62 135,8 ±0,1 0,37 5 15 ~25 133,8 ±0,2 0,49 4
В табл. 8 даны значения суммарного расхода компонентов и вели-
чины ki (весовое отношение окислителя к горючему) для различных
перепадов давления.
Предварительная отработка газогенератора может производиться
на этих форсунках. Для окончательной же доводки необходимо изгото-
вить форсунки, рассчитанные при .полученных значениях ц и на перепад
399
Рис.
400
Рис. 2
Таблица 6
Раствор воды+25% вес. этилового спирта
Число форсунок — 1. Форсунка № 1:
ниппель и 2,32; распылитель: шаг —10 мм,
заходов —2; 11=0,5; 12—2,5
Рб> ати /, с г/с р Досто- вер- ность
5 -62 44,б±0,1 0,34 5
10 -61 58,5 ±0,1 0,31 5
15 -61 69,5±0,5 0,30 4
Таблица 7
Раствор: вода+25% вес. этилового спирта
Число форсунок — 1. Форсунка № 2;
ниппель 0 2,75; распылитель — см. табл. 6
^б’ ати /, с °S> г/с р- Достовер- ность
5 -75 58,б±0,5 0,31 5
10 -61 78,8±0,2 0,30 5
11 -50 92,8±0,4 0,29 5
То же для форсунки № 2
5 ~60 44,7 0,34 4
10 ~60 58,4±0,3 0,31 5
15 ~60 69,5±0,3 0,30 5
Таблица 8
Др, ат ki О + G S ОК 5 Г °S OK^^Sr + ^SB
5 3,72 100,2 189,6
10 3,61 136,6 253,4
15 3,74 169,6 308,6
в 5 атм, т. к. опыты с объектом 202 * показали, что этот перепад доста-
точен для обеспечения удовлетворительного смешения и сгорания.
Полученные значения расходов приведены на рис. 2.
4. НАЧАЛЬНАЯ ПОДАЧА КОМПОНЕНТОВ В ГАЗОГЕНЕРАТОР
Испытания проводились по схеме, приведенной в предыдущем отчете.
С целью получения более устойчивого запуска впуск воды производился
с некоторым запаздыванием относительно впуска кислоты и керосина.
Последние два компонента впускались одновременно. Этим достигалось
более надежное зажигание, т. к. шашка и первые порции топливных
компонентов не заливались водой. Замедление поступления воды дости-
галось включением в линию воды между форсунками и пусковым
______
♦ ОРМ-64, ОРМ-65.
401
краном камеры емкостью 0,5 литра,
наполнявшейся при пуске водой че-
рез калиброванное отверстие (рис.
3). Изменяя величину этого отвер-
стия, можно было установить запаз-
дывание желаемой длительности.
Аналитически время запаздывания
т можно представить таким обра-
зом: .
т_F|t-8J'tL ,
|i.F /20g/>„
где VK,3 — объем камеры замедле-
ния; v — объем свободной линии;
р, — коэффициент истечения через
калиброванное отверстие; F — пло-
щадь калиброванного отверстия; рв— пусковое давление; g — 9,81 м/с2.
В нашем случае л, ц=0,6, ря=24 кг/см2, F=9,62 мм2;
тогда х—1,9 сек.
Опыты подтвердили эту величину запаздывания, которая и была
принята для проведения пусков газогенератора. Время, равное ~2 сек,
вполне достаточно для получения зажигания и пуска в отсутствие воды,
так как диаграммы двигателей показывают, что давление в камере
сгорания устанавливается в незначительные доли секунды. Поэтому
в процессе испытания газогенератора на стенде целесообразно поста-
вить вопрос об уменьшении запаздывания хотя бы до 1 с путем умень-
шения объема камеры замедлителя и увеличения отверстия калибро-
ванной шайбы.
5. ПУСКОВОЕ ДАВЛЕНИЕ
Следующим важным вопросом является величина пускового давления,
т. к. опытами установлено, что для получения устойчивого и безопасного
пуска при работе на жидком топливе необходимо согласовать качество
распыливания, расход компонентов топлива, объем камеры и размер
критического сечения сопла.
На основании опытов с объектами 202 и 203 * нами составлена
таблица 9, дающая значения объема камеры сгорания (Ук-сг), диаметра
и площади критического сечения сопла (dK и /к), секундного расхода
топлива Gg при пусковом давлении рв и значения коэффициента — ,
/к
характеризующего давление в камере сгорания при пуске.
Таблица 9
Двигатель ^к.сг* л мм Дс’ см1 «г г/с кг/см1 2# 4
ОРМ-52 2‘,2 32 8,0 1050 8 131
ОРМ-64 2,2 20 3,14 700 8 220
ОРМ-65 2,0 23 4,15 557 6 134
ОРМ-65 2,0 23 4,15 610 8 147
ОРМ-65 2,0 23 4,15 720 10 173
• ОРМ-52.
Рис. 4
402
Использование приведенных значений коэффициента — допустимо
/«
постольку, поскольку конструкция форсунок и объемы камер у сравни-
ваемых объектов примерно одинаковы. Естественно, что во всех случаях
поступление компонентов топлива в камеру сгорания должно происхо-
дить одновременно, а пусковые клапаны должны открываться настолько
быстро, чтобы топливо сразу поступало в камеру под давлением рп.
Для газогенератора /к=1,33 см2, откуда находим допустимые
расходы G, для интервала значений — от 140 до 173: 188—230 г/с,
/к
чему отвечает давление подачи соответственно от 18 до 24 кг/см2
(по рис. 2). В этих интервалах и изменялось пусковое давление при
огневых испытаниях.
6. НАЧАЛЬНОЕ ЗАЖИГАНИЕ
Начальное зажигание производилось с помощью зажигательной шаш-
ки, помещаемой в камере сгорания. Воспламенение шашки производи-
лось патронным электрозапалом. Для проведения предварительных
стендовых испытаний управление пуском не было автоматизировано
и производилось вручную. Однако, для впуска компонентов в газогене-
ратор необходимо было убедиться в том, что запал подействовал
и шашка загорелась, и в том, что сгорела определенная часть шашки,
и лишь после этого впускать компоненты в камеру, открыв питатель-
ные клапаны. Если же произвести преждевременный пуск, то может
произойти авария.
С этой целью была разработана схема оптического контроля зажи-
гания, устройство и действие которой состоят в следующем (рис. 4).
Ток из аккумулятора 1 в нужный момент замыкается рубильником
(или кнопкой) 2 на лампочку 3, шунтированную мостиками 4 и 5.
При этом сопротивления лампочки, шунтов и цепей подчинены следу-
ющему неравенству:
(Яз+^-н)«(₽<+/?«+»)«(Яз+ЯД
Шунтом 5 является мостик электрозапала, воспламеняющего зажи-
гательную шашку. Величина (Яб+Яач-ь) взята такой, чтобы запал
действовал от батареи 1 при замыкании цепи рубильником 2. Ввиду
малости сопротивления шунта 4 и цепи по сравнению с сопротивлением
лампочки 3, последняя будет гореть неполным накалом. Как только
шунт 4 будет разомкнут, лампочка вспыхнет полным накалом. Шунт 4
размыкается в нужный момент самой шашкой. Для этого в шашке
высверлен канал, как показано на рис. 3 (стр. 382) и через него пропу-
щен шунт 4. Как только шашка догорит до сверления и расплавит
своим пламенем шунт 4, произойдет вспышка лампочки, дающая сигнал
к впуску топлива в камеру.
Очевидно, что если какая-либо часть цепи окажется разомкнутой
до опыта, то при замыкании рубильника 2 лампочка 3 либо вовсе
не загорится, либо не изменит своего накала. Если электрозапал отка-
жет, либо не воспламенится шашка, лампочка также не даст вспышки.
Изменяя местоположение сверления шашки под шунт 4 относительно
воспламеняющегося торца шашки, можно получать вспышку лампочки
после того, как сгорела любая часть шашки. Для того, чтобы шунт 4
не мог быть пережжен пламенем до того, как шашка догорит до свер-
ления, шунт изготовляется из массивной проволоки диаметром 0,8—
1,0 мм.
Для достижения отчетливой вспышки лампочки необходимо обеспе-
чить достаточное понижение напряжения в цепи при замыкании бата-
403
реи на шунт 4. Напряжение в цепи V связывается с электродвижущей
силой Е батареи таким образом:
V=E—Irt
где 1 — сила тока в цепи; г — внутреннее сопротивление аккумулятора.
Тогда К=Е|1---------—), где R— внешнее сопротивление цепи.
Очевидно, что внутреннее сопротивление г источника тока не должно
быть слишком малым, если мы хотим получить заметное понижение
напряжения V в цепи. Лучшие результаты нами были получены
при употреблении свинцового аккумулятора на 12 V, емкостью 4 ам-ч.
Данные использованного устройства такие:
1. Мостик запала: никкелин, 0 0,14 мм, 1=5 мм, /?$=О,15£2.
2. Шунт 4: нихром 0 0,8—1,0 мм, /=120 мм, /?4=0,17 Q
(для 0 1 мм).
3. Лампочка: автомобильная, 12 V, 10 W (R3=14,4 Q).
4. Сопротивление цепей: /?о=0,1 Q; Ra+b=0,24 й; шнур — медный,
1,2 мм2; 1а=7 м; /а+ь = 17 м. Тогда £-а + = 35, что при
выбранном аккумуляторе давало достаточное понижение напряжения
в цепи (примерно вдвое).
, По конструктивным соображениям пришлось взять отношение
Rg+b 4- /?4 I
Rg+b + Rb
что одпако обеспечивало надежный пережог током мостика 5 при допу-
стимом нагреве шуита 4, т. к. хотя сопротивления Rt и /?5 одинаковы
и по закону Джоуля в них выделяется одинаковое количество тепла,
масса шунта Rt весьма велика сравнительно с массой Rs.
Проверка работы схемы по частям и в целом показала безотказ-
ную и вполне удовлетворительную работу: безотказный пережог
моста 5, достаточный недокал лампочки при замкнутом шунте 4,
слабый нагрев шунта 4, неспособный воспламенить шашку, надежное
действие электрозапала, размыкание шунта 4 только по сгорании
шашки до сверления, через которое пропущен шунт 4, отчетливая
вспышка лампочки и т. д.
Замер напряжений в цепи показал напряжение па клеммах акку-
мулятора: при разомкнутом рубильнике—11,2 V, при включенной
лампочке (без шунтов) — 8,8 V, при включенных лампочке и шунте 4 —
-4 V.
Устройство зажигательного приспособления ясно из рис. 3 (стр. 382)
и не требует пояснений. Все устройство смонтировано на одной втулке,
ввертываемой в нарезное очко’ камеры сгорания. Шашка не обладает
заметной электропроводностью, потому оказалось возможным пропу-
скать шунт через сверление, не употребляя изоляции. В качестве одного
полюса использована масса двигателя. Токоприемником служит авиа-
ционная хромированная свеча ЭС-Х ОСТ 1436, в качестве электрозапа-
лов используются штатные патронные электрозапалы, однако
с перезарядкой на меньший заряд. Аккумулятор и лампочка поме-
щаются вне объекта, у пульта управления.
Время, протекающее от момента замыкания до вспышки лампочки,
составляло 4 с, по истечении которых производился впуск топлива
в камеру сгорания.
7. ОГНЕВЫЕ ИСПЫТАНИЯ НА СТЕНДЕ
Целью первых поставленных испытаний являлось:
1. Отработать систему зажигания со световым контролем.
404
2. Подобрать пусковое давление.
3. Подобрать время запаздывания впрыска охлаждающего агента,
обеспечивающее зажигание топлива в отсутствие воды.
4. Получить устойчивое, равномерное горение при впрыске воды.
5. Определить нагрев деталей газогенератора.
6. Снять предварительную характеристику газогенератора (давле-
ние подачи, давление в камере, расход).
Испытания проводились по схеме, указанной в предыдущем отчете.
Зажигание — шашкой при оптическом контроле, впуск охлаждающего
агента через замедлитель (запаздывание ~2 с). Ввиду низкой темпе-
ратуры окружающей среды было решено временно заменить воду
раствором этилового спирта в воде, содержащим 25% по весу спирта.
Температура затвердевания раствора около —15° С, что позволяет
проводить опыты на неотапливаемом стенде и в зимнее время.
Впуск топлива производился путем открытия вентилей, приводи-
мых в движение от руки рычагами, связанными с вентилями троссами.
Вентили открывались одновременно.
В качестве окислителя использовалась азотная кислота. При пер-
вом испытании употреблялась кислота с удельным весом du= 1,507,
чему отвечает концентрация 97,1%, а при остальных испытаниях —
с d15—1,511 (98,3% HNO3). В качестве горючего употреблялся трактор-
ный керосин.
Таблица 10
/, °C Цвет | 6 °C Цвет
300 Светло-соломенный 550 Пурпурово-синий
350 Коричневато-соломенный 600 Светло-синий
400 Коричневато-пурпуровый 650 Синевато-фиолетовый
450 Синевато-пурпуровый 700 Серовато-фиолетовый
500 Красновато-пурпуровый 750 Серый
Давление, кг/см’
0 ниппелей
форсунок
Секундные расходы,
г/с
Таблица 11
•5
п/хп
-1936
16/ХП
23/XI I
27/XII
30/XII
0,6
—7
-13
г
о
5
S
X
SJ
X
£ Г.
.S.
в баках
Л
х
>•8
Ям
2 ?•
a g
gg
Число
установлен-
ных
водяных
форсунок
1,: 2
1,32
1,32
1,32
1,42
0,9
0,9
0,9
0,9
1,05
2,32
2,32
2,75
2,75
2,75
78,8
(203)
95,6
129,5
29,3
30,4
24,1
38,2
62
83
200
203
2,69
(6,58)
3,98
3,39
18
24
24
24
24
20
24
24
24
24
13
15
15
13
11
14,8
37,8
13,5
45,0
23,7
Одна
в первой
камере
Обе
ф фсунки*
Обе
форсунки**
Обе
форсунки
Обе
форсунки
3
3
*
2
3
4

&
S
§
X
S
8

0
3 О
h
8Л
яя
3
9
И
И
9
9
утечки в линии.
* Перерасход кислоты вследствие „_____________
* * Вода не поступала в камеру, т. к. вырвало подводящую трубку (давлением).
Расход компонентов топлива и охлаждающего агента определяли
по понижению уровня в баках. Давления определялись в баках
405
и во второй камере газогенератора с помощью манометров. Время
работы — по секундомеру. Нагрев частей газогенератора определялся
по цветам побежалости, для чего была использована табл. 10, состав-
ленная для нержавеющей стали.
Наблюдение за газогенератором производилось с помощью зеркала.
В описанных опытах диафрагма во вторую камеру не ставилась.
В 1936 г. было проведено 5 огневых испытаний, результаты кото-
рых приведены в табл. 11.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
В результате проведенных испытаний были найдены:
1) режим нормального пуска газогенератора (пусковое давление
18—24 кг/см2);
2) режим нормальной работы зажигания шашкой с использованием
оптического контроля зажигания;
3) отработано разновременное поступление компонентов в камеру,
обеспечивающее воспламенение в отсутствие воды;
4) получено устойчивое равномерное горение как при впрыске
воды, так и в ее отсутствие;
5) определен нагрев деталей газогенератора при работе как
со вспрыском воды, так и без нее.
Первые четыре пункта решены вполне удовлетворительно и в доста-
точном объеме. Последний пункт (5) выполнен не с исчерпывающей
полнотой. Замерены температуры всех важнейших деталей при длитель-
ности работы, не превышавшей 45 с.
В результате проделанной работы были выбраны наивыгоднейшие
топливо, схема, изготовлен один экземпляр объекта и на нем отрабо-
таны: зажигание, пуск, подача, устойчивое горение и получены предва-
рительные сведения о расходе, согласующиеся с расчетом, и предвари-
тельные сведения о нагреве рабочих частей объекта. Дальнейшие
испытания объекта должны дать полную характеристику по расходу
и составу газов и проверить целесообразность намеченных путей дора-
ботки конструкции (введение охлаждения).
ОТЧЕТ ПО ИСПЫТАНИЯМ ГАЗОГЕНЕРАТОРА
НА АЗОТНОМ ТОПЛИВЕ В 1937 году*
(1937 г.)
В настоящем отчете изложено окончание работ по разработке, испыта-
нию и доводке газогенератора в соответствии с техническими условиями
и программой работ, а также дано заключение по всей работе в мелом.
Согласно предыдущему отчету «Испытание газогенератора
в 1936 году» в результате проделанной работы были выбраны наивы-
годнейшее топливо, схема, изготовлен один экземпляр объекта и на нем
отработаны: зажигание, пуск, подача, устойчивое горение и получены
предварительные «сведения о расходе, согласующиеся с расчетом,
и предварительные сведения о нагреве рабочих частей объекта. Даль-
нейшие испытания этого газогенератора должны были дать полную
характеристику по расходу и составу газов и проверить целесообраз-
ность намеченных в конце 1936 года путей доработки конструкции
(введение наружного охлаждения).
Для дальнейших испытаний было решено ввести охлаждение
нижней головки и цилиндрической части первой камеры водой.
Для этого из материала камеры, поскольку толщина ее стенок
это позволяла, были выточены ребра охлаждения и на старый генера-
тор надели охлаждающие рубашки. С 1 по 23 апреля была проведена
эта переделка и с 28/IV—37 г. опыты были продолжены. Результаты
этих испытаний сведены в следующей таблице (табл. 1).
Величины давления (20 атм) и температуры газов (520—580° С)
при расходе компонентов 0,32—0,35 кг/с показывают вполне удовлетво-
рительную характеристику газогенератора, отвечающую заданным
техническим условиям. Недоведенным пунктом является продолжитель-
ность работы, в связи с неправильной или недостаточной подачей воды
в газогенератор. Диаграммы давления в камере газогенератора, запи-
санные самописцем, показывают мягкий запуск, постоянное и устойчи-
вое давление при работе и четкую остановку при отсечке компонентов.
Температура газов также была весьма устойчива. Пусковое давление
колебалось в пределах 21—25 атм. Нужно отметить плохую регули-
ровку смеси, в некоторых опытах дававшую klt равное ~3,5.
Так как после этих опытов недоведенным осталась лишь продол-
жительность работы газогенератора, то было обращено, особое внима-
ние на тарировку форсунок на расход с тем, чтобы получить расчетное
соотношение компонентов (&i^4,5—5; Zfe^l.l—1,2) и тем обеспечить
поступление в камеру нормального количества воды. Для этого был
* Отчет 2 сентября 1937 г. Архив АН СССР, разряд 4, оп. 14, д. 44, лл. 68—95.
Публикуется с сокращениями.
407
$ 00 2-ая серия испытаний двухкамерного газогенератора Таблица 1
№ Дата Время работы, с Давления, кг/см8 Температура, ®С Секундный расход, г/с Суммарный расход, г/с Причина остановок
по пор. Pl Рб Рп 4р ‘1 *з кисло- ты керо- сина ВОДЫ топливо ТОПЛИВО+ вода Л»
1 28/IV— 1937 1 м. 14,2 20 30,5 24 10,5 350 35 141,5 38,2 — 179,7 3,7 — Переполнился кон г- рольный бак
2 28/IV 2м. 28,3 20 28,5 25 8,5 50 132,7 37,9 149 170,6 319,6 3,5 0,87 Нагрев охлаждающей воды
3 30/IV 1м. 52 20 30 25 10 560 — 103,5 18,3 74 121,8 195,8 5,67 0,61 Нагрев верхней голов- ки (недостаток воды)
4 8/V 4 м. 7,8 20 30 24 10 520 45 120 49,2* 169,2 2,44 Израсходована вода
5 17/V 5 м. 55,3 20 30 22 10 580 125 53,3* 177 178,8 355,3 2,36 1,0 Израсходован окисли- тель
6 23/V 2 м. 38 21 28 21 7 540 143,4 30,6 174,5 174 348,5 1,7 1,0 Перегрев верхней го- ловки
7 1/VI Пуск неудачный, повреждены кислотный коллектор и штуцера (неправильная начальная подача компонентов)
Расход несколько преувеличен за счет утечки керосина.
изменен подвод воды от рубашки к форсунке и шейке с последователь-
ного на параллельный. Кроме того, т. к. опыты показали, что запазды-
вание поступления воды вовсе не требуется для нормального воспламе-
нения топлива (ввиду большой интенсивности пламени зажигательной
шашки), то обратные клапаны, стоявшие перед водяной форсункой
и шейкой, были сняты.
Результаты последующих огневых испытаний приведены в обрабо-
танном виде в табл. 2. В течение 9 испытаний этой серии газогенератор
проработал всего 87 мин. 6,2 сек.
При опытах №№ 2 и 4 газогенератор был остановлен, вследствие
перегрева второй камеры, вызванного недостаточным поступлением
воды. В остальных опытах, когда кг было не меньше 1,12, газогенера-
тор работал вполне устойчиво и надежно. На основании данных этой
таблицы можем заключить, что наивыгоднейшее значение кг равно 1,2,
которому отвечает температура газов ~500—520° С. При работе с кг,
доходящим до 1,15, температура газов доходит до 600° С. При этом
верхняя головка первой камеры начинает светиться, однако, этот нагрев
не превышает 700° С и допустим с точки зрения прочности деталей,
т. к. последние изготовлены из жаростойкой стали (ЭЯЗС) и с большим
запасом прочности. Наоборот, при увеличении кг до 1,25—1,28 темпе-
ратура понижается до ~450—470° С.
Таким образом, изменяя расход воды (установкой на линии пита-
ния водой диафрагм или сменой распылителя воды), можно получать
желаемую температуру в пределах 450—600° С, причем в этом интер-
вале температур газогенератор работает вполне надежно. Пускать
газогенератор при ^<1,15 не рекомендуется, т. е. температура газа
будет превышать верхний заданный предел (600°С), на который
газогенератор рассчитан.
При семи испытаниях с отрегулированной подачей воды давление
в камере газогенератора составляло 20—22 атм при температуре газа
457—580° С и при расходе топлива ~ 0,16—0,17 кг/с и расходе всех трех
компонентов — 0,32—0,38 кг/с. Продолжительность непрерывной работы
составляла от 10 до 15 мин. Величина давления подачи связана с вели-
чиной давления, в камере, и при нормальном режиме (р,=20—22 атм)
составляет 26—29 атм, т. е. перепад давления в газогенераторе равен
6—7 атм.
Было отобрано 7 проб газа для анализа с помощью аппаратуры,
описанной в предыдущем отчете. Результаты анализа представлены
в табл. 3. Анализ выполнялся химической лабораторией.
Отбираемый газ в прозрачных стеклянных цилиндрах приемника
был бесцветен; сконденсировавшаяся вода со ртутью не реагировала
и при пробе показала следы кислотности. Отсутствие свободного кисло-
рода доказывает отсутствие в газе NO2 и N2O4. Газ, выпускаемый
в атмосферу из газогенератора через продувную трубку (служившую
для продувки линии перед отбором газа для анализа), имел вид влаж-
ного пара.
Для более точного определения влияния вырабатываемых газов
на материалы непосредственно у сопла устанавливалась трубка
из исследуемого материала, омывавшаяся изнутри газами. О степени
коррозии, при ее обнаружении, можно было бы качественно судить
по состоянию внутренней поверхности этой трубки (внутренний
0 45 мм, /=120 мм). Углеродистая сталь и алюминиевая бронза
не показали даже следов коррозии. Из нержавеющей и жаростойкой
стали было сделано сопло, с которым бессменно проводились все испы-
тания газогенератора как удачные, так и неудачные. Всего газогенера-
тор проработал 2 м. 14,8 с.+2 м. 58,6 с. +18 м. 15,6 с.4-87 м. 6,2 с.=
= 110 мин. 35,2 с., причем было произведено 26 пусков. При замере
409
Таблица 2
СВОДНАЯ ТАБЛИЦА ПРЕДСДАТОЧНЫХ ИСПЫТАНИИ ДВУХКАМЕРНОГО ГАЗОГЕНЕРАТОРА
Давление, кг/см! Темпера- тура газа, ®С Секундный расход, г/с
№ по пор. Дата Время работы Pl Рб рп Др кисло- ты керо- сина воды топли- ва топли- ва + воды *1 Газовый анализ Причины остановок
1 7/VIII- 1937 г. 14 м. 57,6 с. 20 28 24 8 457 27,8 173,2 * Взято 2 пробы Опорожнены водяные баки
2 107VIII 55 с. 22 30 18-19 8 400-840 41,6 Перегрев 2-й камеры (недостаток воды)
3 10/VIII 11м. 19 с. 20 28 18-19 8 500 148,7 30,4 172,7 179,1 351,8 4,88 0,96 Взята 1 проба Опорожнен кислотный бак
4 19/VIII 1 м. 15,7 с. 22 30 8 700-800 140 30,4 175 170,4 345,4 4,6 1,05 Перегрев 2-ой камеры (недостаток воды)
5 19/VIII 14 м. 21,6 с. 20 26 20 6 517 116,2 27,2 177 143,4 320,4 4,27 1,23 Взята 1 проба Опорожнение баков
6 22/VIII 12 м. 15,3 с. 22 29 24 7 487 137 30 210,8 167 377,8 4,58 1,26 То же То же
7 23/VIII 10 м. 9 с. 20 26 22 б 552 134 28,1 184 162,1 346,1 4,77 1,12 То же Была задана продол- жительность работы 10 мин
СДАТОЧНЫЕ ИСПЫТАНИЯ
8 27/VIII 12 м. 8 с. 20 26 24 б 580 127,3 25,8 172,5 153,1 325,6 4,94 1,13 Была задана продол- жительность работы 12 мин
9 27/VIII 11 м. 5 с. 22—23 29-30 25 7 470-353 147 31,1 230 178,1 408,1 4,72 1,29 Взята 1 проба Опорожнены водяные баки
диаметра отверстия сопла (0 13,0 мм) и осмотре его поверхности
изменений обнаружено не было.
Таблица 3
Дата испытания Давление, кг/см4 Температура, ©С СОа СО Оа NO
7/VIII—37 г. 20 460 30,0 17,9 0 6,8 % объемн.
7/VIII 20 410 30,0 17,9 0 6,8
19/VIII 20 540 38,0 П,б 0 3,6
22/VIII 22 480 39,2 14,1 0 2,25
27/VIII 23 490 21,8 15,2 0 20,2
На основании этих наблюдений и данных химического анализа
можно заключить, что вырабатываемый газогенератором газ не дол-
жен действовать на детали обычной поршневой машины (бронза,
латунь, сталь) или лопатки рабочего колеса турбины, при условии,
что не происходит конденсация газа в машине.
Отмечая достигнутую длительность работы газогенератора (10—
15 мин), следует указать, что при последних испытаниях длительность
непрерывной работы лимитировалась лишь емкостью баков для компо-
нентов. Так, в сумме газогенератор наработал 110,5 мин и еще вполне
пригоден для дальнейшей работы.
При пусках газогенератор начинает работать мягко, без ударов
и вибраций, причем, пуск может производиться как при пониженном
давлении в баках против нормального рабочего давления (не ниже
18 атм), так и с нормального рабочего. В последнем случае газогенера-
тор начинает работать сразу с полной мощности. Таким образом, время
разгона газогенератора может меняться по желанию.
При некоторых испытаниях камеры газогенератора собирались
под углом друг к другу, что допускается фланцевым соединением этих
камер через шейку.
За все время работы с газогенератором не было ни одного взрыва,
если не считать вспышки при неправильном пуске 1/VI—37 года.
Таблица 4
Основные параметры Предусмотрено договором Получено
Производительность газа, л/с 40—70 при 20—25 атм Больше 50 при 22 атм
Расход окислителя и горючего, кг/с 0,6 Окислителя и горючего: 0,16—0,18; окислителя, горючего и воды 0,32— 0,40
Температура газа, ° С 450—600 450—600
Длительность непрерывной ра- боты, мин 10—15 10—15
Повторные пуски Желательны Получены
Вес газогенератора, кг не больше 40 > Около 20
Габаритный объем, л не больше 42 Около 20
Состав газа Отсутствие разъедаю- щих примесей в газе Выполнено
411
Ввиду того, что последняя группа испытаний дала вполне удовле-
творительный результат, газогенератор был предъявлен к сдаточным
испытаниям, которые прошел 27 августа 1937 г., и был принят комис-
сией.
Основные данные газогенератора и предъявленные к нему по дого-
вору требования сопоставлены в табл. 4.
В отношении веса и габарита конструкции задание перевыполнено
вдвое, а в отношении расхода окислителя и горючего при заданной
мощности — в 3,5 раза. Выполнено также желательное требование
повторных пусков.
Таким образом, настоящим отчетом работа по договору закан-
чивается.
Следует отметить хорошую сходимость фактически полученной
характеристики газогенератора с расчетной (сравни тепловой расчет
газогенератора с табл. 4).
В заключение можно указать, что полученный в результате работы
теоретический и экспериментальный материал позволяет приступить
к проектированию более мощного газогенератора, с увеличенным дав-
лением в камере и на большую газопроизводительность.
ГАЗОГЕНЕРАТОРЫ ГГ-1, ГГ-2*
(1935—1937 гг.)
Пуск ГГ-1 производился по сигнальной
лампочке или автоматически, с одновре-
менным впрыском компонентов топлива
и воды. В зимнее время вместо воды ис-
пользовался антифриз (75% воды и 25%
этилового спирта).
Производительность ГГ-1 составля-
ла 40—70 л/с газа при давлении 20—
25 ата и температуре 450—580° С. Газо-
генератор устойчиво работал на азотной
кислоте и тракторном керосине со впрыс-
ком воды. Суммарный расход окислите-
ля и горючего составлял 0,15—0,17 кг/с,
воды — около 0,20 кг/с. Давление пода-
чи компонентов не превышало 30 ата. Вес
газогенератора равен 20 кг. После 1 ча-
са 46 минут работы газогенератор не
имел существенных дефектов и был при-
годен для дальнейшей работы. Длитель-
ность непрерывной работы доходила до
15 мин (определялась емкостью баков),
газогенератор работал при температуре вырабатываемого газа до 700—
ЗОСТ С; газ отличался высокой степенью чистоты, был бесцветен; по дан-
ным газового анализа не содержал азотной кислоты, двуокиси азота
и в процессе работы не вызывал коррозии медных сплавов. Химический
состав газа из ГГ-1 по результатам анализа пробы, отобранной при
сдаточных испытаниях при а=0,88,'давлении в ГГ, равном 23 атм, тем-
пературе газа 490° С, в объемных % следующий: NO — 20,2%, СО2—
21,8%, СО — 15,2%, О2 — 0%, кислотность — следы *.
Газогенератор ГГ-1 был разработан в течение 1935—1936 гг.
и успешно прошел официальные стендовые испытания 27 августа
1937 г.* 1 2.
' В 1937 г. была разработана конструкция Г-образного двухкамер-
ного газогенератора ГГ-2 производительностью до 100 л/с газа при дав-
лениях до 30 ата и температуре его 450—600° С. ГГ-2 являлся дальней-
шим развитием газогенератора ГГ-1. Давление подачи компонентов
у него было 36—40 ата; вес газогенератора составлял меньше 30 кг2.
В 1936 г. была разработана пневматическая система автоматиче-
ского пуска газогенератора: подачей сжатого воздуха поднимался
стакан, освобождавший шариковый затвор, и ударом бойка с жалом
воспламенялся пиропатрон, зажигавший пусковую шашку, давлением
газа которого перемещался золотник, перепускавший сжатый воздух
на открытие воздушного клапана наддува баков (рис. 7 стр. 396).
* Текст цитирован из «Альбома конструкций ЖРД», М., 1958 г., стр. 25.
1 Протоколы испытаний газогенератора, 1936—37 гг., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1,
ед. хр. № 32, лл. 12&—12А, ел. хр. № 33. Акт приемо-сдаточных испытаний газогеиеоа-
тора от 27 августа 1937 г.
2 Расчет газогенератора, его устройство и действие, ноябрь 1937 г., отчет, архчв
ГДЛ-ОКБ, on. Ns 1, ед. хр. № 34.
413
Рис. 1. ГТ-1 с наружным охлаждением оребренной камеры сгорания водой, поступаю-
щей затем в камеру (чертеж № 1ОГ-0КЮ1, h сентября 1937 г., архив ГДЛ-СКБ, оп. №2,
ед. хр. № 103, л. 1.
ИССЛЕДОВАНИЕ ЗАЖИГАНИЯ В РАКЕТНОМ
ДВИГАТЕЛЕ*
(1937 г.)
ВВЕДЕНИЕ
В настоящей статье излагаются результаты экспериментальных работ,
проведенных автором с различными средствами зажигания жидкого
топлива в опытных ракетных двигателях.
Воспламенение топлива при пуске является одним из важнейших
моментов работы ракетного двигателя. Основное требование к меха-
низму воспламенения — надежность и безотказность зажигания топли-
ва в момент пуска двигателя. При непрерывной подаче топлива в каме-
ру сгорания достаточно получить зажигание лишь в момент пуска
двигателя; в дальнейшем горение может поддерживаться от нагретых
стенок камеры сгорания и находящихся в ней продуктов сгорания.
В зависимости от характера работы двигателя возможны два раз-
личных способа его использования. Первый способ — это однократный
пуск, когда двигатель расходует при непрерывном горении весь имею-
щийся в аппарате запас топлива. Это может встретиться в ракетных
снарядах и торпедах. При другом способе могут понадобиться перерывы
в работе двигателя с повторными пусками, например, при установке
двигателя на самолете.
В описываемых ниже опытах были исследованы некоторые средства
зажигания для однократного и повторного воспламенения жидкого
топлива, именно: искровые свечи, накаленное твердое тело, пороховые
заряды, карбюрированная смесь и химические воспламенители.
В большинстве опытов топливо состояло из керосина и азотной
кислоты. В других опытах исследовались в качестве окислителя —
обогащенный кислородом жидкий воздух, жидкий кислород и азотный
тетроксид, а в качестве горючих — бензол, толуол, смеси их с нефте-
продуктами, бензины, соляровые масла и растворы фосфора в серо-
углероде.
1. ЗАЖИГАНИЕ ЭЛЕКТРИЧЕСКОЙ ИСКРОИ
Испытанию подвергались слюдяные авиационные свечи двух марок:
KLG и СС5а. Предварительные испытания этих марок, параллельно
с другими, в специальной камере, в которой производилось сжигание
порохового заряда при различных давлениях, показали, что эти две
марки свечей наиболее пригодны для использования при давлениях
до 100 кг/см8. I
При испытании в ракетном двигателе одна-две свечи ввинчивались
в боковую стенку камеры сгорания. Возбудителем тока служило обыч-
• Опубликовано в сборнике РНИИ «Ракетная техника», 1937 г., вып. 3, стр. 59—
79. Приведено с сокращениями.
415
ное авиационное магнето. Опыты показали, что искровая свеча, вообще
говоря, может производить воспламенение топлива, впрыскиваемого
в жидком виде, но при этом обнаружился ряд недостатков обычной
свечи. Во-первых, при применении жидкого кислорода или жидкого
воздуха в качестве окислителя, электроды свечи часто покрываются
инеем и отказывают в работе. При запаздывании подачи одного
из компонентов топлива при любом из испытанных составов свечи
давали отказ.
После нескольких секунд работы двигателя на любом .топливе
электроды свечей расплавлялись даже при замене нормальных элек-
тродов несколько более массивными медными с закругленными конца-
ми. В случае применения азотной кислоты в качестве окислителя
наблюдалось преимущественное расплавление боковых электродов
свечей СС5а, вынесенных наружу от корпуса свечи. Центральный же
электрод свечи СС5а, а также электроды свечи KLG, утопленные
в корпус свечи, страдали несколько меньше.
Для двигателя, работающего на азотной кислоте, интенсивность
искры оказалась недостаточной: в большинстве случаев евеча залива-
лась топливом и давала отказ или запоздалое воспламенение, приво-
дившее к взрыву рабочей смеси, успевшей накопиться в камере
сгорания.
Было также испытано зажигание свечой заранее приготовленных
жидких смесей, состоящих из азотного тетроксида и бензина, бензола
или толуола. При правильном соотношении топливных компонентов
свеча, погруженная в жидкость, давала исправное зажигание. Смесь
воспламеняется и в том случае, когда электроды свечи расположены
над поверхностью жидкости, в ее парах. Однако при охлаждении
смеси значительно ниже нормальной температуры сгорание ограничи-
валось парами топливной смеси, но жидкости не передавалось.
Таким образом, применение обычных искровых свечей, ввинчивае-
мых в стенку камеры, не может быть признано рациональным. При спе-
циальном же устройстве свечи с большим искровым промежутком
и при надлежащем ее расположении в камере можно получить
для некоторых типов двигателей достаточно надежные результаты.
Действительно, если двигатель работает на пизкокипящем компоненте,
например, жидком кислороде, то при пуске двигателя, когда компонент
поступает в камеру сгорания, он испаряется и образует с горючим паро-
образную смесь, легко воспламеняющуюся от достаточно мощной
искры. Искровые свечи могут найти еще применение в качестве вспомо-
гательного устройства для работы воспламенительного очага, более
мощного, чем электрическая искра. В этом случае для свечи может
быть предусмотрено специальное ответвление в камере, выполненное
в виде кармана, с целью предохранения свечи от разрушения.
Использование свечей в качестве вспомогательного устройства
для приведения в действие других систем зажигания описывается
в конце статьи.
2. ЗАЖИГАНИЕ РАСКАЛЕННЫМ ТВЕРДЫМ ТЕЛОМ
Жидкие топливные смеси, состоящие, например, из азотного тетроксида
и растворяющихся в нем горючих, будучи налиты в камеру, воспламе-
нялись с помощью электрического мостика сопротивления как при помо-
щи мостика у поверхности смеси, в ее парах, так и при погружении
его в жидкое топливо.
Опыты показали, что мостики сопротивления, сходные с обычными
свечами накаливания, подобно искровым свечам, дают незначительный
воспламенительный очаг, не обеспечивающий надежного воспламенения
416
рабочей смеси по всему объему камеры сгорания двигателя. Они также
легко заливались отдельными компонентами топлива, плавились
или сгорали, поэтому применимость мостиков сопротивления и свечей
для зажигания в ракетном двигателе одинакова.
Для зажигания в ракетном двигателе пами применялся также пред-
варительный разогрев камеры сгорания до температуры, обеспечиваю- •
щей воспламенение топлива при соприкосновении со стенками камеры.
Разогрев камеры может достигаться от постороннего источника •
как снаружи, так и изнутри. Разогрев снаружи может осуществляться
аналогично тому, как это достигается в обычных двигателях с калиль-
ной головкой. Для приведения в действие такого рода зажигания
требуется значительный промежуток времени, что делает нецелесообраз-
ным применение этого устройства.
3. ЗАЖИГАНИЕ ПОРОХОВЫМ ЗАРЯДОМ
Уже первые опыты по зажиганию топлива дали возможность заклю-
чить, что наилучших результатов в смысле надежности воспламенения
можно ожидать в том случае, когда воспламенительный очаг при доста-
точной интенсивности распространен по всему объему камеры сгорания.
Одним из простейших способов получения энергичного очага пламе-
ни является сжигание заряда пороха. В применении к ракетному
двигателю этот способ упомянут во французском патенте № 502562.
Этот способ был подробно нами исследован в разнообразных условиях.
Сущность его состоит в том, что перед пуском двигателя в камеру
вводится шашка из пороха или иного соответствующего состава. Шашка
воспламеняется стопином или бикфордовым шнуром, или, наконец,
электрическим запалом непосредственно перед пуском двигателя.
Поступающее в камеру жидкое топливо воспламеняется продуктами
сгорания шашки.
В первых наших опытах испытаниям подвергались цилиндрические
шашки пироксилино-тротилового пороха диаметром 24 мм и высотой
24 мм. Такая шашка горит на открытом воздухе около 7 с.
Время горения шашки в двигателе различно и зависит от условий
горения, именно, от состава шашки и окружающей ее атмосферы,
а также от размеров шашки, камеры сгорания и соплового отверстия.
При сжигании шашки в камере двигателя горение происходило
недостаточно энергично, без пламени *, вследствие чего при работе
на азотной кислоте или азотном тетроксиде шашка обычно заливалась
топливом, гасла и двигатель не работал. Иногда зажигание происходило
с запозданием, в камере накапливалась топливная смесь и происходил
разрыв двигателя.
В тех же случаях, когда двигатель работал на жидком кислороде
или жидком воздухе, обогащенном кислородом, и пары окислителя
омывали шашку в камере сгорания при пуске двигателя, шашка горела
очень интенсивно и зажигание получалось отличным. При работе на этих
окислителях шашка горела около 6 с, в течение которых производился
пуск: сначала воспламенялась стопином или электрическим запалом
шашка, и лишь после того, как опа разгоралась, в парах просачивав-
шегося через форсунки кислорода производился впуск обоих компонен-
тов топлива.
Опыты показали, что шашку следует укладывать в камере опреде-
ленным образом относительно форсунок и сопла, именно так, чтобы она
находилась па пути движения паров кислорода из форсунок в сопло.
1 Это объясняется тем, что при низком давлении и отсутствии притока кислорода
реакция разложения обычных бездымных порохов протекает весьма медленно.
14 1208 417
В противном случае при пуске двигателя первые порции испаренного1
кислорода оттесняются продуктами разложения шашки, не омывают
ее, в результате чего может произойти отказ зажигания. На рис. 1
изображено неправильное размещение шашки в камере, при котором-
часто наблюдались отказы в зажигании. Приблизив шашку к соплу,-
как это показано на рис. 2, мы добивались хорошего горения шашки.
Если шашка велика, то укладка, указанная на рис. 2, также является!
неправильной, так как шашка разделяет своим телом впрыскиваемые
компоненты топлива и тем мешает нормальному их смешению.
Если двигатель расположен горизонтально или соплом вверх,
то зажигательная шашка может свободно укладываться в камеру сгора-
ния. Если же двигатель наклонен соплом вниз, то возможно выпадение
шашки и ее необходимо укреплять. При этом, если шашка не укреплена*
в камере вполне надежно, она обязательно должна свободно проходить
через критическое сечение сопла, в противном случае при запуске двига-
теля может произойти закупорка сопла, если шашка не успеет вся
сгореть в камере и будет увлечена продуктами сгорания. Учитывая
это обстоятельство, шашку следует брать минимальных размеров,
необходимых лишь для обеспечения той длительности горения
и той интенсивности пламени, которые необходимы для уверенного
пуска двигателя.
На рис. 3 указана схема крепления шашки с помощью железной
трубки, пропускаемой через сопло. На одном конце трубки укреп-
лена зажигательная шаЩка. Сквозь трубку пропущены проводники,
подводящие ток к запальному приспособлению, присоединенному
к шашке. Крепление трубки достигается с помощью тонких пружиня-
щих проволочных или ленточных лапок, припаянных к трубке. Таким
образом, трубка держится трением лапок о стенки сопла.
После того, как зажжена шашка, включается подача топлива-,,
продуктами сгорания которого трубка выбрасывается вместе с догора-
ющей шашкой через сопло.
Так как шашки из бездымного пороха оказались пригодными*
лишь для жидкого кислорода или жидкого воздуха, то было решено,
использовать составы, способные дать,интенсивное пламя и достаточ-
ную продолжительность горения (4—5 с) в условиях сжигания в каме-
ре, при незначительном количестве твердых остатков и небольших,
размерах шашки.
В результате многочисленных испытаний специально изготовлен-
ных шашек различного состава мы остановились на составе, приме-
Рис. 1 Рис. 2 Рис. 3.
418
няемом для так называемых осветительных звездок белого огня. Рецепт
его следующий: нитрата бария — 73%, алюминиевой пудры—13,5%,
магниевого порошка —13,5%. В качестве металлической примеси
употреблялся также легко измельчающийся сплав алюминия с магнием.
Этот состав может быть зажжен только весьма энергичным воспла-
менителем, поэтому в торец шашки запрессовывалось небольшое коли-
чество легко воспламеняющегося состава, при зажжении передающего
огонь основному составу. Обычно в воспламеняющийся торец заделы-
вался конец фитиля длиной в несколько миллиметров.
Вследствие наличия магния и алюминия. температура горения
шашки велика (около 3000°). Тем не менее при сжигании этих шашек
в камере сгорания, оплавления электродов свечей, ввернутых в стенку
камеры, не наблюдалось. После сжигания такой шашки форсунки
двигателя легко продувались, следовательно, не забивались твердыми
остатками горения шашки.
На время горения шашки преимущественное влияние оказывает
ее высота, а не диаметр, так как шашка горит с торца.
Шашка, помещенная в камеру сгорания двигателя, сгорает быстрее,
чем на открытом воздухе. Шашка диаметрам 24 мм и высотой 40 мм
при горении с одного торца сгорает на открытом воздухе в течение
11-12 с (скорость горения основного состава около 3 мм/с). В камере
емкостью около 2 л при диаметре критического сечения сопла, равном
32 мм, эта шашка сгорает в течение 6 с, почти вдвое быстрее.
Для нормального запуска двигателя достаточно, чтобы шашка горела
в камере 4—5 с.
Будучи погружена в горящем состоянии в жидкий окислитель
(жидкий кислород, азотную кислоту, азотный тетроксид), шашка
продолжает в нем гореть. Будучи брошена в жидкую высококонцентри-
рованную азотную кислоту, шашка не самовоспламеняется.
Тем не менее автором однажды наблюдалось самовоспламенение шашки
рассматриваемого состава, находившейся в течение получаса в парах
азотной кислоты 94,6 %-ной концентрации. При горении шашки в ка-
мере двигателя через сопло выходит яркое белое пламя, по которому
можно судить о начале ее воспламенения.
Положение нитратно-металлической шашки в камере сгорания
имеет большое значение, как и в случае пороховых шашек. При поме-
щении шашки у сопла камеры, как показано на рис. 4, вскоре после
начала горения шашки камера наполняется продуктами горения, обра-
зующими в верхней половине камеры в смеси с воздухом газовую
подушку, раскаленные же продукты горения, пламя уходят через сопло.
419
Таким образом, та часть объема камеры, куда впрыскиваются компо-
ненты топлива, оказывается наполненной газами пониженной темпера-
туры, неспособными обеспечить падежное зажигание рабочей смеси
в момент се образования. В результате, как показали наши многочис-
ленные опыты, воспламенение происходит с задержкой тогда, когда
верхняя часть объема камеры оказывается уже наполненной взрывча-
той смесью. При пуске в таких условиях мощных двигателей с большим
секундным расходом топлива; происходили взрывы, часто разрушавшие
двигатели. Опыты показали, что шашку необходимо помещать в верх-
ней части камеры, как было показано на рис. 1, чтобы пламя пересекало
всю камеру. В том случае, когда размеры шашки малы по сравнению
с размерами камеры и углом распиливания топлива форсунками,
шашку можно помещать в месте пересечения осей форсунок, как пока-
зано на рис. 2.
Сказанное о рациональном размещении шашки остается в силе
независимо от того, подаются ли компоненты топлива форсунками,
расположенными друг против друга (рис. 5), или расположенными
в головке камеры (рис. 6), или же при впрыскивании против направле-
ния истечения (рис. 7). Во всех случаях тротил-пироксилиновую шашку
лучше помещать в месте пересечения осей форсунок, а нитратно-метал-
лическую шашку —в головке камеры или в месте пересечений осей
форсунок. _ г .
Описанное образование газовой подушки из продуктов горения
шашки особенно легко будет происходить в том случае, если шашка
воспламеняется с одного торца, обращенного к соплу. Такую шашку
нужно устанавливать воспламеняющимся торцом по направлению
к головке камеры. Лучше всего обеспечивается зажигание, если шашка
воспламеняется с двух торцов.
Установка шашек в камере сгорания производилась с помощью
упоминавшихся металлических державок (рис. 8). Железная трубка
на одном конце разрезана вдоль на четыре части, отогнутые наружу
Рис. 7
Рис. 8
Рис. 9
420
для образования лапок, удерживающих шашку. К трубке примерно
по средине и у другого ее конца припаяны медью стальные проволоч-
ные или ленточные лапки, предназначенные для удержания державки
в сопле в требуемом положении. Державка не дблжна иметь острых
выступов, которыми она могла бы поцарапать сопло при выбрасывании
ее продуктами горения топлива. На нижнем конце державки имеется
кольцо, к которому присоединяется трос, крепящий державку к пуско-
вому станку. Шашка плотно вставляется в пружинящие лапки
державки, и все приспособление укрепляется по оси камеры сгорания.
Если шашка должна гореть с торца, обращенного к соплу, то она встав-
ляется в лапки державки, будучи обращена к отверстию трубки тем
своим торцом, на котором имеется фитиль, так как в другом конце
трубки устанавливается электрозапал, дающий луч пламени, доходя-
щий по трубке державки до шашки и воспламеняющий фитиль.
Если же шашка воспламеняется с торца, обращенного к головке каме-
ры, то она вставляется в лапки державки фитилем вверх. В этом случае
передача огня из трубки державки к фитилю может производиться
с помощью стопинной нити, помещаемой в канал для ускорения
сгорания.
Описанное приспособление было упрощено путем применения шаш-
ки с осевым каналом. В этом случае шашка надевается на верхний
конец трубки державки до упора в заплечик, и ее канал служит продол-
жением канала трубки, что позволяет пламени электрозапала непосред-
ственно достичь воспламеняющегося торца шашки.(рис. 9). Для удер-
жания шашки верхний конец трубки разрезается до упорного заплечи-
ка на четыре пружинящие части.
Наиболее надежное зажигание получалось при применении шашек
с двусторонним воспламенением, причем передача огня от одного торца
к другому достигалась с помощью фитиля из стопинной нити, прокла-
дываемого либо вдоль наружной образующей шашки (в желобе), либо
внутри центрального канала шашки. Многократные испытания показа-
ли полную пригодность этих шашек для зажигания при работе двига-
теля как на жидком кислороде, так и на азотной кислоте и ей подоб-
ных высококипящих окислителях.
Шашки изготовлялись несколькими способами. По одному спо-
собу составные части после измельчения и тщательного перемешивания
прессовали в сухом состоянии под давлением порядка 250 кг/см2
и выше. Эта операция довольно опасна, в связи с чем применялось
предпочтительно прессование массы во влажном состоянии, с последую-
щей сушкой в термостате. Наконец, изготовление шашек производилось
вовсё без прессования: для этого порошкообразные компоненты заме-
шивались с жидким склеивающим веществом до образования тестооб-
разной массы, из которой изготовлялись шашки желаемой формы и за-
тем высушивались. Подбор относительного содержания склеивающего
вещества позволяет изменять в известных пределах скорость горения
шашки.
4. ХИМИЧЕСКОЕ ЗАЖИГАНИЕ
Сущность химического зажигания состоит в том, что определенные
вещества, будучи введены в камеру сгорания двигателя при нормаль-
ной температуре, в момент соприкосновения друг с другом или с кисло-
родом воздуха самовоспламеняются и производят зажигание подавае-
мого вслед за ними топлива.
Известен целый ряд веществ, воспламеняющихся при соприкосно-
вении с воздухом; таковы бороводороды (бораны), кремиеводороды
14* 1208 421
(силаны), фосфористый водород, многие металлорганические и фос-
форорганические соединения и др. Следует отметить, что получение
большинства этих соединений связано со значительными трудностями.
Кроме того, все они весьма опасны в обращении. В связи с этим приме-
нение в качестве средства химического зажигания веществ, воспламе-
няющихся при соприкосновении с воздухом, следует признать нецеле-
сообразным. Это заключение относится по крайней мере к тем ракет-
ным двигателям, в которых в качестве окислителя не используется
воздух.
Более безопасным следует признать способ химического зажига-
ния, при котором в камеру сгорания двигателя раздельно вводятся
вещества, способные воспламеняться при взаимном смешении. Этот
способ зажигания может быть значительно упрощен, если использовать
в качестве одной из составных частей самовоспламеняющейся смеси
один из компонентов топлива. Так, если в состав топлива входит кис-
лота, то для осуществления химического зажигания достаточно ввести
в камеру сгорания при пуске двигателя вещество, способное воспламе-
няться при соприкосновении с азотной кислотой.
Наконец, может быть такой случай, что сами компоненты топлива
при взаимном смешении самовоспламеняются. В этом случае дополни-
тельные средства зажигания оказываются ненужными, и задача удов-
летворительного зажигания получает наиболее простое разрешение.
Требования, предъявляемые к средствам химического зажигания,
определяются условиями их применения. Общим для всех случаев
и самым главным требованием является отсутствие заметного запазды-
вания! воспламенения. Иными словами, вспышка должна происходить,
безотказно и сразу после соприкосновения активных самовоспламеняю-
щихся компонентов. В противном случае задержка воспламенения мо-
жет привести или к взрыву накопившихся компонентов, или же зажига-
ние не состоится вовсе. Общим является также требование безопас-
ности в обращении со средствами химического зажигания при нормаль-
ных условиях.
Самовоспламеняющиеся вещества, вводимые раздельно в камеру
сгорания, могут быть жидкими, например: азотная кислота и скипидар.
Однако могут употребляться и комбинации жидкого вещества с газооб-
разным.
Хлоратные шашки были нами испытаны как средства химиче-
ского зажигания в двигателях, работавших на азотной кислоте.
Перед пуском двигателя в камеру сгорания вводилась хлоратная
шашка. При пуске двигателя азотная кислота впрыскивалась в камеру
с некоторым опережением против другого компонента топлива (керо-
сина), зажигала шашку, после чего в камеру впускалось горючее, смесь
воспламенялась от шашки и двигатель начинал работать. Таким спосо-
бом двигатель успешно запускался много раз.
Шашки химического зажигания в этих опытах устанавливались
так же, как и раньше, с той разницей, что отсутствовала проводка
и запальное приспособление.
Опытами было установлено, что недостатком зажигания с помощью •
шашек, зажигаются ли они от шнура или химическим путем, является
возможность заливки их и затухания в случае значительного запозда-
ния в подаче одного из компонентов топлива. Кроме того, с началом
горения топлива в камере, шашка, если она прочно не укреплена,
может быть выбрана через сопло продуктами сгорания, чем прекраща-
ется действие зажигания. Между тем для обеспечения вполне надеж-
ного зажигания желательно, чтобы источник зажигания действовал
в течение первых нескольких секунд работы двигателя. Свободным
от этих недостатков является химическое зажигание, использующее-
422
лишь жидкие самовоспламеняющиеся компоненты. В этом случае пос-
ледние должны впрыскиваться в камеру сгорания с помощью форсунок,
назначение которых — обеспечить удовлетворительное смешение само-
воспламеняющихся компонентов.
Ввиду этого нами было обращено особое внимание на подыскание
жидких воспламенителей для химического зажигания. Как уже указы-
валось, для упрощения механизмов химического зажигания удобно
использовать в качестве компонента самовоспламеняющейся смеси
один из компонентов жидкого топлива, например, окислитель. В связи
с этим дальнейшая работа свелась к подысканию активных жидкостей,
самовоспламеняющихся в момент соприкосновения с употребляемым
окислителем. Так как в настоящее время использоваться может
несколько окислителей, например, азотная кислота, азотный тетроксид,
тетранитрометан и их растворы друг в друге, а также жидкий кислород,
то возникла надобность в подборе ряда активных жидкостей (химиче-
ских воспламенителей), пригодных для перечисленных окислителей.
В результате проведенных работ были обнаружены универсальные
активные жидкости, способные самовоспламеняться при взаимодей-
ствии с различными окислителями.
Предварительное испытание химических воспламенителей для
определения их пригодности производилось следующим путем. Пример-
но 1 см3 активной жидкости подвергался воздействию одной капли
окислителя. Замедление вспышки или неустойчивость воспламенения
при повторных опытах свидетельствовали о непригодности испытывав-
шейся жидкости.
Как уже упоминалось, предварительное испытание химических вос-
пламенителей для определения их пригодности производилось путем
введения с помощью пипетки в тигель емкостью 10 см8 одной капли оки-
слителя, падавшей на открытую поверхность воспламенителя, взятого
в количестве 1 см3. Выбранные условия взаимодействия окислителя
и химического воспламенителя искусственны и не отвечают действитель-
ным условиям. В самом деле, в камеру сгорания двигателя впрыскива-
ется окислителя примерно в три раза больше по объему, чем горючего.
Затем окислитель и горючее находятся в распыленном состоянии, нако-
нец, капельки окислителя и горючего входят в соприкосновение друг
с другом на незначительный промежуток времени, сталкиваясь на лету.
В связи с этим окончательную проверку воспламенителя необходи-
мо проводить на двигателе. С целью более полного предварительного
исследования воспламенителя
целесообразно проводить испы-
тание на воспламенение путем
распыливания окислителя и
воспламенителя двумя отдель-
ными форсунками, взаимное
расположение и работа кото-
рых (расход, угол и качестве
распыливания) соответствова-
ли бы их расположению по ра-
боте в двигателе при его пуске.
На рис. 10 изображена схема
установки, примененной нами
для этой цели. Сжатый газ из
баллона 1 через редуктор 2
поступает в баки 3—3, из кото-
рых один наполнен окислите-
лем, а другой — химическим
Рис. 10
воспламенителем. Сжатый газ
4«*
423
выдавливает жидкость под потребным давлением из баков в пусковые
клапаны 4—4, имеющие привод к рычагам управления 5. Вентили 6—6
служат для сброса давления из баков. Обратные клапаны 7—7 установ-
лены на газопроводах к бакам, чтобы исключить просачивание и сме-
шение паров окислителя и горючего. Давление в баках и в баллоне
замеряется манометрами. Форсунки 8—8 установлены над шахтой 9
таким образом, чтобы их конуса распыливания взаимно перекрещива-
лись. Задав в баках определенное давление при закрытых клапанах
4—4 и открывая затем эти клапаны, наблюдаем за моментом воспла-
менения. Если момент воспламенения запаздывает относительно момен-
та смешения настолько, что можно различить их на глаз, то воспламе-
нитель следует считать непригодным для употребления с данным окис-
лителем. Работа установки прекращается закрытием клапанов 4—4 с
помощью рычагов 5.
При работе форсунок в камере двигателя условия смешения ком-
понентов несколько отличаются от того, что мы имеем при распилива-
нии форсунками в открытом пространстве. Дальнобойность струй более
чем достаточна, чтобы обеспечить компонентами достижение противо-
положной стенки камеры сгорания, где компоненты продолжают сме-
шиваться, но уже более тесно, растекаясь по стенке. Таким образом,
те окислители и химические воспламенители, которые не воспламеняют-
ся в объеме конусов распыливания, могут воспламениться, достигнув*
стенки камеры. Это подтвердилось как испытанием распыливанием
форсунками на открытом воздухе, когда на некотором расстоянии
от форсунок был расположен лист железа, так и непосредственно испы-
танием в двигателе. Однако воспламенение наступали лишь тогда, ког-
да распыливаемые компоненты достигали противоположной стенки
камеры. В результате к моменту, воспламенения вся камера оказыва-
лась заполненной распыленной смесью окислителя и горючего; эта
смесь нередко взрывалась со значительной силой, часто разрушавшей
двигатель.
. Таким образом, условия движения жидкостей в камере значитель-
но уменьшают задержку воспламенения, но не обеспечивают нормаль-
ного пуска двигателя.
Переходя к устройствам, укажем, что при применении химического
зажигания активная жидкость может впрыскиваться у камеру сгорания
двигателя с помощью отдельной форсунки, что, однако, влечет за собой
значительное усложнение и утяжеление двигателя. Действительно, вве-
дение отдельной форсунки требует также наличия добавочного устрой-
ства для подачи воспламенителя в камеру, например, сжатым газом.
Еще более усложняется двигатель, если активная жидкость не самовос-
пламеняется при соприкосновении с применяемым в двигателе окисли-
телем и требует впрыскивания при пуске двигателя особого активного
______ окислителя.
S'Х ______ Для того, чтобы по возмож-
| ---n ности упростить механизм хими-
k J 1—’ || ческого зажигания без ухудше-
\ ' J—-L. ния качества зажигания, целесо-
/SC\ образно производить впрыскива-
( О) ние химического воспламенителя
через форсунку, служащую для
ОТТ подачи горючего (рис. 11). Для
—___________________________Л этого достаточно включить перед
~ -------------------' форсункой двигателя на пути
следования горючего небольшую
камеру, наполняемую активной
Рис. 11 жидкостью. Эту камеру мы назы-
424
ваем камерой зажигания. При пуске дви-
гателя, например, сжатым газом, горю-
чее из бака, дойдя до камеры зажига-
ния, вытеснит ее содержимое в камеру
сгорания. Воспламенившись при сопри-
косновении с окислителем, поступающим
в это же время через форсунку из бака,
химический воспламенитель передаст
огонь основному горючему, как только
последнее начнет поступать в камеру
сгорания.
Для беспрепятственного ’ перехода
двигателя с химического воспламенителя
на основное горючее необходимо, чтобы
последние не были разделены воздушной
подушкой, поэтому до наполнения ка-
меры зажигания воспламенителем необ-
ходимо залить основным горючим всю
линию от бака до камеры зажигания.
В том случае, если применяемый
в двигателе окислитель не способен вос-
пламенить активную жидкость, можно
аналогично поместить перед форсункой
окислителя вторую зажигательную ка-
меру, наполнив ее активным окислите-
лем. Так, например, при применении
в качестве окислителя тетранитрометана
целесообразно применять вторую зажи-'
гательную камеру с азотной кислотой.
Указанные устройства испытыва-
лись нами на двигателях, работавших на азотной кислоте и различных
нефтепродуктах. При правильно приготовленном химическом воспламе-
нителе зажигание происходило безукоризненно, без случаев отказа.
В простейшем случае камера зажигания имеет вид цилиндра1
(см. рис. 12,1), в днища которого ввернуты штуцера подвода и отвода.
В боковых стенках камеры расположены пробки, служащие для налива
и слива жидкости, а также для слива основного горючего, при заполне--
нии им линии бак — камера зажигания. Недостатком этого устройства
является то, что поступающее из трубки горючее может простреливать
зажигательную жидкость и, в результате, в камеру сгорания будет
поступать смесь зажигательной жидкости и основного горючего. Устрой-
ства по схемам, изображенным на рис. 12 (II—VI), могут устранить
этот недостаток. Опыты показали, что достаточно надежным и вместе
с тем простым является устройство, представленное на рис. 12 (V) . •
Дальнейшие опыты показали, что для достижения надежного за-
жигания требуется столь незначительное количество химического вос-
пламенителя, что зажигательная камера как отдельная деталь вовсе
не является необходимой и что роль зажигательной камеры может
выполнить часть топливного трубопровода, примыкающая к форсунке,
которую и надлежит заливать воспламенителем перед пуском
двигателя.
При таком использовании химического воспламенителя к нему
должны быть предъявлены новые требования: он не должен вступать
в химическое взаимодействие с горючим, с которым он входит в сопри-
косновение в трубопроводе или зажигательной камере. Желательно
также, чтобы воспламенитель не растворялся в основном горючем.
В зависимости от того, находятся ли топливные баки выше или ниже
425
камеры зажигания или заменяющих ее частей трубопровода, жела-
тельно, чтобы удельный вес воспламенителя был меньше или соответ-
ственно больше удельного веса основного компонента топлива, сопри-
касающегося с воспламенителем. Последние два требования не яв-
ляются обязательными, так как, например, установкой обратных кла-
панов, разделяющих активную жидкость от основного компонента топ-
лива, или применением зажигательной камеры с поршнем по рис. 12
(VI) можно избежать растворения воспламенителя в основном топливе.
Описанные выше химические воспламенители не вступают во взаи-
модействие при смешении со всеми заслуживающими внимания горючи-
ми, но способны растворяться в них. Однако опыты показали, что при
осторожном приливании нефтепродуктов на поверхность химического
воспламенителя, состоящего из трех компонентов: фосфора, сероуглеро-
да и скипидара, жидкости располагаются по удельным весам.
Введение в химический воспламенитель серы оказывается полез-
ным также для увеличения удельного веса раствора. Таким путем
удельный вес может быть повышен до 1,2.
Заканчивая описание опытов по химическому зажиганию, отметим,
что это зажигание, является наиболее надежным и совершенным для
ракетного двигателя из всех ранее рассмотренных.
5. ПОВТОРНОЕ ЗАЖИГАНИЕ
Приспособление для повторного пуска двигателя должно обеспечивать
несколько запусков и остановок без подхода к двигателю независимо
от длительности перерыва в его работе. Эта задача может быть решена
несколькими различными, способами. Один из них состоит в том, что
в камеру сгорания подводится специальной форсункой горючая газооб-
разная смесь, воспламеняемая в нужный момент и дающая достаточно
мощный факел. По другому способу в камеру сгорания вводится
по мере надобности самовоспламеняющаяся жидкость для образования
факела, зажигающего топливную смесь.
Схема зажигания по первому способу показана на рис. 13. Форсун-
ка типа газовой горелки, установленная 'на камере сгорания двига-
теля, служит для подвода и смешения газообразных окислителя и горю-
чего (например, воздуха и ацетилена и т. п.), хранимых под давлением
порознь в отдельных небольших баллонах. Выпуск газа из балло-
нов производится поворотом маховичка, сцепленного с вентилями
обоих баллонов. У устья горелки помещается свеча, питаемая от маг-
нето или от индукторной катушки.
426
Работа этой установки такова. Вклю-
чается зажигание, затем поворотом ма-
ховичка впускается газ, образующий в
камере двигателя факел. После этого
включается подача топлива через фор-
сунки, и по получении устойчивого ре-
жима работы двигателя подача газа и
зажигание выключаются.
Вариантом этого способа повторного
зажигания является зажигание с помо-
щью карбюрированного воздуха, предло-
женное инж. И. И. Кулагиным (рис. 14).
•Сжатый воздух из небольшого баллона
открытием вентиля выпускается в про-
стейший карбюратор, наполненный бен-
зином. Карбюрированная смесь через
клапан попадает в зажигательную каме- р)1С ;5
ру, где воспламеняется от свечей и соз-
дает в камере сгорания * горящий факел. После этого через фор-
сунки в камеру подается топливо, воспламеняющееся от факела.
С момента развития в камере давления, превышающего давление пода-
чи карбюрированной смеси, клапан автоматически закрывается и при-
ток воспламеняющей смеси прекращается. Вслед за этим вентиль бал-
лона должен быть закрыт, а зажигание выключено.
Многократные испытания этой системы зажигания на ракетном
двигателе показали ее безотказное действие при условии правильной
регулировки состава карбюрированной смеси, т. е. при исправной рабо-
те карбюратора.
Недостатком повторного зажигания горючей газообразной или
парообразной смесью является необходимость в системе электрического
зажигания. Химическое повторное зажигание не нуждается в электри-
ческом зажигании, так как впрыскиваемые активные жидкости само-
воспламеняются при соприкосновении и схема этого типа зажигания
•отличается от ранее рассмотренной лишь этим упрощением.
Устройство и действие повторного химического зажигания в общем
виде таково (рис. 15). Небольшие бачки частично заливаются актив-
ными жидкостями (например, бачок — азотной или серной кислотой,
а бачок—раствором в скипидаре сероуглерода с фосфором), а остав-
шийся свободным объем заполняется сжатым газом (нейтральным,
чтобы активные жидкости не могли с ним реагировать). При открытии
маховика, сцепленного с кранами обоих бачков, обе жидкости выдав-
ливаются по. трубопроводам через форсунку в камеру двигателя, где
они самовоспламеняются и образовывают факел. Понятно, что сжатый
газ может храниться в отдельном резервуаре и поступать по трубкам
в бачки для выдавливания их содержимого. Это усложнит схему,
но в некоторых случаях может упростить пользование ею.
Для получения энергичного факела при малом расходе активных
жидкостей форсунка должна хорошо распиливать и обеспечивать
смешение компонентов самовоспламеняющейся смеси сейчас же у выхо-
да из форсунки.
В тех случаях, когда употребляемое топливо развивает в камере
сгорания двигателя очень высокую температуру, форсунку для предо-
хранения от разрушения следует прятать в углубление, как это схема-
тически показано на рис. 15. Форсунка должна быть снабжена обрат-
ным клапаном или клапанами, предохраняющими трубопроводы зажи-
гательных бачков от повышения в них давления при работающем дви-
гателе.
4ZI
Схема повторного химического зажигания значительно упростится,
если впрыскивать в камеру двигателя лишь активную горючую жид-
кость, а в качестве второго компонента использовать окислитель основ-
ного топлива. В этом случае окислитель должен подаваться с неболь-
шим опережением против основного горючего, чтобы пламя образовы-
валось в камере до поступления основного горючего. Тогда достаточен
был бы один бачок с вентилем, трубопроводом и простой форсункой.
Если же отделить сжатый газ от активной жидкости, то схема примет
вид, показанный на рис. 16.
Весьма простой вид принимает схема химического зажигания, если
применить газ, способный самовоспламеняться при соприкосновении
с окислителем топлива. Такие газы известны. Соответствующая этому-
случаю схема показана на рис. 17.
Было также исследовано повторное зажигание топлива от нагретых
стенок камеры сгорания. С этой целью двигатель, запущенный тем или
иным способом и проработавший некоторое время, останавливался
и, по истечении короткого промежутка времени, измеряющегося
несколькими секундами, в течение которого камера сгорания не успева-
ла значительно остыть, производился впуск топлива, воспламенявшего-
ся при соприкосновении с раскаленными стенками. Таким способом
двигатель, работавший на азотной кислоте и керосине, успешно запус-
кался и останавливался несколько раз подряд. Однако, так как при
этом воспламенение наступало тогда, когда распыливаемые компоненты
достигали противоположных форсункам стенок камеры, то к моменту
воспламенения вся камера оказывалась наполненной взрывчатой сме-
сью. Поэтому безопасность такого рода запуска может быть достигнута
лишь на маломощных двигателях или же применением пусковых форсу-
нок малой производительности.
Помимо рассмотренных способов зажигания существует еще
несколько, предлагавшихся с давних пор, например, зажигание с помо-
щью введения в камеру сгорания окислителя и горючего, из которых
один компонент или оба заранее подогреты в отдельной камере до тем-
пературы самовоспламенения при смешении друг с другом. Предлага-
лось также зажигание каталитическое, затем с помощью пирофоров,
вольтовой дугой и много других способов, исследование которых может
послужить предметом последующих работ.
ПРИБЛИЖЕННЫЕ РАСЧЕТЫ ДВИГАТЕЛЕЙ
ОРМ-101, ОРМ-102*
(1937 г.)
II. ДЕЙСТВИЕ ТЕТРАНИТРОМЕТАНА НА МЕТАЛЛЫ
При разработке конструкции двигателя встал вопрос о выборе матери-
ала с учетом коррозионного действия окислителя. Для получения необ-
ходимых данных нами, были проведены лабораторные испытания образ-
цов ряда металлов на коррозию в тетранитрометане. Методика испыта-
ний описана ниже в отчете (размер пластинок образцов 20X50X1 мм).
Таблица 1
Металл Убыль в весе, мг/см1 Состояние поверхности
Дюраль 0,14 Следов разрушения нет
Алюминий 0,10 То же
Медь 0,52 Порошкообразный легкий неравномерный налет зеленоватого цвета
Латунь 0,75 Тонкий неравномерный зеленоватый налет
Железо 0,65 Налет ржавчины
ЭЯ2 0,07 Следов разрушения нет
Свинец 1,20 Тонкая серая пленка
Олово 1,60 Белый равномерный налет
Электрон 0,43 Белый неравномерный налет
Алюминиевая бронза (опыт длился 10 суток) 7,4 Яркозеленый густой налет
Исследованию подверглись: дюраль, алюминий, медь, свинец, ЭЯ-2,
латунь, железо, олово, электрон, третник и алюминиевая бронза.
В табл. 1 приведены результаты испытаний десяти образцов. Образцы
выдерживались в тетранитрометане при 13—16° С в течение 38 суток;
по истечении этого срока они промывались, сушились и взвешивались.
В таблице дана убыль в весе в мг/см2 за все время опыта. Состояние
поверхности образцов определялось непосредственным осмотром.
* Отчет РНИИ, 29 окт. 1937 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 44, лл. 1—26.
Публикуется с сокращениями (опущены термодинамические, гидравлические, прочно-
стные расчеты, чертежи и описания конструкции двигателей ОРМ-101, ОРМ-102,. пред-
назначенных для работы на топливе — тетранитрометан с керосином; опущены также
монтажная схема и чертежи стендовой установки для испытаний двигателей).
429-
Дюраль, алюминий и в особенности нержавеющая сталь ЭЯ2 явля-
ются наиболее стойкими металлами, вполне' пригодными для изготовле-
ния из них деталей, соприкасающихся с тетранитрометаном. Железо,
медь, латунь и электрон медленно, но разрушаются этим окислителем,
поэтому могут быть использованы для изготовления лишь тех деталей,
которые входят в соприкосновение с ним лишь на краткие промежутки
времени. Значительно сильнее (вдвое) разрушаются свинец и олово.
Использование свинца в качестве прокладок допустимо лишь при усло-
вии частой смены прокладок. Наконец, алюминиевая бронза, а в осо-
бенности третник, разрушаются настолько сильно, что использованы
быть не могут.
Ни один металл не давал окрашивания тетранитрометана (ТНМ).
Для получения более полного представления о действии ТНМ
на металлы, образцы выдерживались в течение 2,5 часов в горячем
ТНМ (табл. 2), температура которого поддерживалась на одном уровне
з песочной бане. Такого рода испытания были особенно интересны,
потому что .в двигателе рубашки и камеры омываются горячим окис-
лителем.
Таблица 2
Металл Убыль в весе, мг/сма t, «С средняя Состояние поверхности «
Дюраль 0,056 84 Следов разрушения нет
Алюминий 0,009 88 То же
Медь 0,047 60
Латунь 0,056 87
Железо 0,037 86
ЭЯ2 0,047 98 »
Свинец * 4,2 86 Неравномерный толстый налет
Олово 0,062 ‘ 96 Следов разрушения нет
Электрон 0,093 71 То же
* Опыт длился 1,5 часа.
Эти испытания, естественно, показали, что коррозия при высоких
температурах происходит более интенсивно. Продукты реакции раство-
ряются в ТНМ, т. к. поверхность образцов, исключая свинец, остается
чистой, выпадения же осадков не наблюдалось.
Учитывая, что работа двигателя будет измеряться лишь минутами,
можно заключить, что омывание горячим ТНМ не вызовет недопустимо-
го разрушения дюраля, алюминия, железа, ЭЯ2, меди, латуни, олова.
Сильнее разрушается электрон и, в особенности, свинец. Наибольшую
стойкость показал алюминий.
Результаты испытаний позволяют заключить, что ТНМ значительна
менее разрушительно действует на металлы, чем азотная кислота,
поэтому, материалы, принятые за основные. для изготовления кислот-
ных двигателей с еще большим успехом могут применяться в ТНМ —
двигателях.
СХЕМА УСТАНОВКИ ДЛЯ ПИТАНИЯ И УПРАВЛЕНИЯ
ТНМ-ДВИГАТЕЛЕМ
Схема установки для питания и управления осталась в основном
той же, что и для кислотных двигателей. Подача топлива с помощью
сжатого воздуха из аккумулятора (или от компрессора* через ресивер).
430
Регулировка давления в баках — редуктором. После редуктора газ раз-
ветвляется по двум отдельным'линиям, одинаково снабженным обрат-
ными клапанами и спускными вентилями. Поступление топлива —
через пусковые вентили, управляемые рычагами (сектора). Зажигание
на стенде с помощью светового сигнала (лампочка). Пуск двигателя —
ручной (автомат нецелесообразно ставить, ввиду большой длины тру-
бопроводов газа и топлива).
Рис. 1
\Паименобаниё~\
\Баллон Ьоздцшн
'Возвушнвентйль\
редуктор |
[Тройник
Обрати клапан
Тройник
9_
10
1L
Наименование
Аккумуляторная
\ батарея
Штепсельная
вилка
19 выключатель
а? Контрольная
Бак окислителя
~ Бак горючего
f Пусковой клапан
' Рычаг упровлен.
лампочка
баллона
/2 Трос окислителя
\13
14
!5
Пружина
Двигатель
Свеча-токо-
приемник
Провод
24 Манометрбака
горючего
' 25 Манометр для~
замера давл. в
~бвигателе
&
ОРМ-67 —ОРМ-102*
(1937—1938 гг.)
Рис. 1. ОРМ-67 (Чертеж № 617000,
13 июня 1937 г., архив ГДЛ-ОКБ,
оп. № 2, ед- хр. № 49, л. 1)
* Текст цитирован из <Альбома конструкций ЖРД», М„ 1958, стр. 22.
432
ОРМ-67 — экспериментальный дви-
гатель тягой 150 кг на азотной кис-
лоте и тракторном керосине, разра-
ботанный и изготовленный в 1937 г.
В двигателе использовано облегчен-
ное зажигательное устройство с
твердокапельным электрозапалом,
герметизированной нитратно-ме-
таллической шашкой и сигнализа-
тором срабатывания; центральный
электрод токоприемника имеет ка-
нал, служащий для замера давле-
ния в камере сгорания. В отличие
от ОРМ-66 конструкция двигателя
ОРМ-67 полностью разборная; гер-
метизация в местах сочленения го-
ловки, камеры-сопла и их руба-
шек осуществляется с помощью
асбестовых прокладок. Материал:
головки и камеры-сопла — сталь
ЭЯЗС, рубашек — дюралюминий.
Вес двигателя около 5 кг. Габарит:
0 175 мм, /=390 мм.
ОРМ-68 отличался от ОРМ-67
тем, что головка, камера—сопло и
их рубашки были изготовлены из
дюралюминия, в результате чего
вес конструкции составлял около
3,5 кг. ОРМ-68 был разработан и из-
готовлен в 1937 г.
Двигатели ОРМ-67 и ОРМ-68
прошли лишь'гидравлические испы-
тания- и отработку нового зажига-
тельного устройства в начале
1938 г.* 2
Конструкция двигателя ОРМ-
69 была разработана в 1938 г. и от-
.личалась более интенсивным ореб-
рением- головки, охлаждаемой го-
рючим, и усовершенствованным зажигательным устройством, изготов-
ленным и прошедшим доводочные испытания в начале 1938 г.
В связи с расплавлением несущего шашку штыря из ЭЯЗС во вре-
мя работы двигателя, приводящим к повреждению критического сече-
ния сопла, были применены электродные антрацитовые штыри 0 6 мм.
Эти штыри выдерживали также сжигание быстрогорящих 5-секундных
нитратно-металлических шашек, использовавшихся для ускоренного
автоматического запуска двигателей.
В 1937 г. была разработана конструкция ОРМ-70 — эксперимен-
тального двигателя тягой 300 кг для работы на азотнокислотно-кероси-
новом топливе3. Устройство ОРМ-70 аналогично ОРМ-67.Число форсу-
нок — 8. Максимальный диаметр камеры сгорания — 200 мм, длина —
500 мм. Основные разъемы уплотняются шнуровым асбестом. Материал:
цилиндра—сопла, ниппелей форсунок, корпуса и втулки зажигательно-
Рис. 2. OPM-tloe1
* Чертеж № 615300, 1937 г„ архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед.хр. № 52.
2 Журнал опытов, 1937—1938 гг., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 41.
5 ОРМ-70, чертеж № 10Д-1001, 11 ноября 1937 гм архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2,
•ед. хр. № 50, лл. 1, 2.
433
го устройства — ЭЯЗС; головки, рубашек цилиндра и головки — Э-12г
рубашки и вкладышей сопла, распылителей форсунок — дюралюминий..
Двигатель изготовлялся в производстве в 1937—1938 гг.
С целью освоения тетранитрометана как окислителя в 1937 г. были
проведены коррозионные испытания различных металлов в тетранитро-
метане при нормальной и повышенной температуре и разработаны кон-
струкции экспериментальных двигателей ОРМ-101 и ОРМ-102 для
работы на этом окислителе совместно с керосином *. Диаметр критиче-
ского сечения сопла двигателя ОРМ-101 равен 20 мм, расчетное давле-
ние в камере сгорания — 20 ата, тяга — 80 кг; камера сгорания емко-
стью 2,2 л, четырехфорсуночная, предназначена для кратковременных
пусков1 2. ОРМ-102 отличается от ОРМ-101 диаметром критического
сечения (23 мм) расчетной тягой (100 кг) при том же давлении в каме-
ре сгорания, емкостью камеры сгорания (2 л) и полным охлаждением
всей камеры; число форсунок — 6. Перепады давления на форсунках —
10 атм. Скорость протока компонентов топлива в рубашках охлаждения
принята примерно вдвое большей, чем в азотнокислотных двигателях.
Двигатели ОРМ-101 и ОРМ-102 были изготовлены в 1937—1938 гг.;
не испытывались.
1 Отчет 1937 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 44.
2 OPM-ilOl, чертеж № 614200, 1937 г., архив ГДЛ-,0КБ, оп. № 2, ед. хр. Xs 51
РАКЕТНАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ САМОЛЕТА *
(1940 г.)
Если обычный боевой самолет снабдить дополнительно ракетной уста-
новкой, способной существенно увеличить скорость его движения
в решающие моменты боя, то такой самолет обретет тактическое преи-
мущество, поскольку он может настигать уходящего противника или
с меньшим риском уходить из боя. Естественно, что по условию задачи
необходимое время работы ракетного двигателя может быть очень
небольшим и измеряться несколькими минутами.
С целью выяснения степени целесообразности установки на самоле-
те ракетного двигателя с указанным целевым назначением, нами выпол-
нен ориентировочный расчет для конкретного случая. За основу взят
ракетный двигатель на жидком топливе (конструкции автора) ♦*, про-
шедший стендовые испытания и принятый специальной комиссией.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Главнейшие результаты выполненных расчетов приведены в сводной
таблице. Вес реактивной установки без топлива — 75 кг, тяга ракетных
двигателей либо 600 кг, либо 300 кг (может регулироваться). Ракетные
двигатели могут устанавливаться либо в задних частях моторных гон-
дол, либо в хвосте самолетов таким образом, чтобы исключить влияние
струи газов, вытекающих через сопло двигателя, на фюзеляж и опере-
ние самолета.
..Реактивная установка может быть использована на самолете С-100,
вариант истребителя (G=7000 кг). Вес ракетной установки с топливом
~570 кг. При этом самолет может взять бензина вместо обычных
1000 кг лишь 500 кг, что обеспечит ему дальность ~500 км. Таким
образом, получим истребитель ближнего действия (дальность 500 км),
обладающий тактическими преимуществами, именно, максимальная
скорость его горизонтального полета может быть увеличена на 25%
в течение 3-х минут, или на 14% в течение 6 минут (на расчетной высо-
те), вертикальные скорости могут быть увеличены от 1,5 раз у земли,
до 8 раз на потолке.
В решающие моменты воздушного боя летчик может включить
ракетные двигатели и воспользоваться своим преимуществом в гори-
зонтальной или вертикальной скоростях, чтобы настигнуть противника,
* Отчет, 29 июля 1940 г., архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 1, ед. хр. № 24. Публикуется
с сокращениями.
*♦ ОРМ-65. Опущены описание и расчеты реактивных установок ва двух типах
самолетов.
435
или, набрав быстро высоту, занять выгодную позицию, либо, наконец,
с меньшим риском уйти из боя.
Кроме того, эта же ракетная установка может быть использована
на бомбардировщике дальнего действия Сталь-7 (G= 10000 кг). В этом
случае максимальная скорость горизонтального полета может быть
увеличена на 30% в течение 9 минут или на 20% в течение 18 минут,
поскольку большой вес самолета позволяет взять 1500 кг топлива для
ракетной установки. При этом вес бензина — 2000 кг (дальность около
2500 км), бомбовая нагрузка — 1000 кг. Наличие большого запаса топ-
лива для ракетных двигателей позволит летчику несколько раз пользо-
ваться ракетной установкой для ухода от воздушных сил противника
и успешного выполнения задания по сбросу бомбовой нагрузки и возг
врату на свою базу.
СВОДНАЯ ТАБЛИЦА
ГОРИЗОНТАЛЬНЫЕ СКОРОСТИ С-100
Максимальная ско- рость, км/час (Н-10000 м) Приращение скорости самолета 4 Тяга ракетного двигателя, (Н-10000 М) Расход топлива, кг/с Запас топлива Время работы, мин
без ракетной установки с ракетной установкой км/час % кг литров
600 750 150 25 600 2,755 496 370 3
600 685 85 14 300 1,378 496 370 6
Приращение скорости С-100 у земли (Я’=0): До=82 км/час (18%)
при тяге 600 кг (в течение 3 минут); (без ракетной установки »тах=
460 км/час, с ракетной установкой отах=542 км/час).
ВЕРТИКАЛЬНЫЕ СКОРОСТИ С-100'
Высота, м Вертикальные скорости самолета (G—7000 кг) Приращение верти- калькой скорости, %
без ракетной установки, м/с с ракетной установкой, м/с
0 12,6 19,0 50
2000 12,4 18,6 50
4000 П,7 19,8 69
6000 10,1 19,1 89
8000 8,64 18,3 114
10000 5,79 17,5 202
12000 1,82 14,2 680
Приращение скорости самолета Сталь-7 (Ярасч= 10000 м): До=
= 160 км/час (30%) при тяге 600 кг (в течение 9 минут); До=63 км/час
(20%) при тяге 300 кг (в течение 18 минут). (Без ракетной установки
Umax=530 км/час, с ракетной установкой, соответственно, »шах=
=690 км/час и '''590 км/час).
Приведенные расчетные данные достаточны для того, чтобы выне-
сти суждение о степени целесообразности использования ракетного
двигателя в качестве средства сообщения самолету дополнительной
скорости в течение кратких промежутков времени, когда это требуется
обстановкой (в решающие моменты воздушного боя).
436
К пусковому баллону
Панель управления
топливными кранами
Гидравлическая двух-
скоростная му (рта
приводимая от
, И '105 Г
Кислотный
бак
Керосиновый
бок
Топливные краны
с пневматическим
управлением
/ Тяга
.Золотник
передачи
Д' пусковому баллону
Кнопка
'зажигания
Сектор
управления
Z К бортовой
—олэ—э/сети
J ’Т^^Т^вдахракитель_
Блокировка_
Сливные предки
Тяга двигателя
Фильтры
' Ресиверы
Передаточные
реле
Давление
керосина
Давление
кислоты
Б бортовой
электросети
Сигнализатор
Рис. 1. Схема самолетной установки ракетного двигателя
Рис. 2. Схема установки для стендового испытания самолетного
ракетного двигателя
437
В случае положительного заключения авиационных тактиков
и самолетных конструкторов, после уточнения с ними потребной тяги
двигателя и времени его работы, можно будет приступить к разработке
проекта ракетной установки для конкретного самолета.
В заключение заметим, что использование ракетных двигателей
на жидком топливе в качестве вспомогательной установки на самолете
является лишь первым этапом использования этого класса двигателей
в авиации.
Накопив опыт эксплуатации ракетных двигателей на самолете,
можно будет поставить вопрос о проектировании чисто ракетного само-
лета типа скоростного истребителя, рассчитанного на большие скорости
и большую высотность, ибо в этом случае применения ракетный двига-
тель окажется наиболее эффективным.
РД-1—Р Д-4*
(1941 — 1946 гг.)
В 194| г. был разработан проект однокамерного самолетного ЖРД
с ТНА'-тягой 300 кг на азотнокислотно-керосиновом топливе* 1. Камера
сгорания была снабжена восемью гидравлически управляемыми закры-
тыми поршневыми форсунками и имела разъем по форсуночному поясу;
форсунки соединялись с дренажными коллекторами для кислоты и керо-
сина. На входе в двигатель устанавливались фильтры. Камера сгорания
была снабжена камерой зажигания с искровым зажиганием карбюри-
рованного воздуха, поступавшего из карбюратора, что обеспечивало
повторные пуски двигателя в полете. Камера сгорания служила также
газогенератором для питания насосной турбины, для чего был преду-
смотрен впрыск воды.
Особенностью камеры сгорания является также интенсивное спи-
ральное оребрение всех охлаждаемых поверхностей и использование
в качестве средства интенсификации теплообмена в системе охлажде-
ния сдувания пограничного слоя со стороны охлаждающей жидкости,
поскольку этот слой наиболее склонен к газификации при перегреве
стенки. В головке камеры сгорания сдувание пограничного слоя преду-
сматривалось системой мелких отверстий в охлаждаемой стенке, что
создавало также защитную завесу из паров горючего со стороны пламе-
ни. Утонение пограничного слоя на охлаждаемой поверхности сопла
достигалось турбулизацией потока у стенки впрыском кислоты через
систему жиклеров' в разъемном вкладыше.
Камера-сопло и головка камеры сгорания изготовлялись из жаро-.
стойкого алюминиевого сплава ДПС; рубашки камеры сгорания
и камеры зажигания изготовлялись из стали.
В течение 1942 г. были проведены стендовые доводочные испытания
камеры сгорания,завершившиеся ее работой в течение 1 часа 10минут2.
Все испытания камеры сгорания проводились с насосной подачей ком-
понентов топлива.
Однокамерный реактивный двигатель РД-1 тягой 300 кг у земли,
работавший на азотной кислоте и тракторном керосине, предназначал-
ся в качестве вспомогательного двигателя для самолетов, снабженных
винтомоторной установкой, с целью кратковременного улучшения взлет-
ных, скоростных и высотных характеристик самолета.
* Текст цитирован из «Альбома конструщий ЖРД», М., .э58 г., стр. 27, 28, 35;.
36, 38, 39, 42, 48, 49, 64—66, 72, 80, 90.
1 Однокамерный реактивный двигатель иа жидком топливе, чертеж инв. № 73,
1941 г.; турбонасосный агрегат реактивного двигателя на жидком топливе, чертеж
инв. № 74, 1941 г. Архив ГДЛ-ОКБ, оп. № 2, ед. хр. № 62.
2 Отчет по стендовым испытаниям однокамерного реактивного двигателя РД-|
1943 г., дело ОКБ, архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 51.
439
Рис. 1. Двигатель РД-1, тяга 300 кг,
дросселируется, удельный импульс
у земли 200 с,- давление в камере
сгорания 22,5 атм, многократные,
полностью автоматические пуски в
полете
Рис. 2. Головка и камера-сопло со
спиральным оребрением камеры
сгорания двигателя РД-1 (в разоб-
ранном и собранном виде)
Рис. 3. Насосный агрегат двигате-
ля РД-1 в собранном виде
Двигатель Р Д-1 состо-
ит из камеры сгорания с
агрегатами автоматическо-
го пуска и управления, соб-
ранными на моторной раме,
и питающего насосного аг-
регата, приводимого от ос-
новного авиадвигателя са-
молета.
На рис. 1 показана фо-
тография эксперименталь-
ного образца двигателя
РД-1, успешно прошедшего
стендовые и летные дово-
дочные испытания в 1942—
1943 гг.1
Максимальная продол-
жительность непрерывной
работы двигателя на полной
тяге (300 кг) составляла
40 мин. на стенде и 10 мин.
в полете на самолете. Лет-
ные испытания проводились
на самолете Пе-2*>2.
Авиационное примене-
ние двигателя потребовало
создания камеры сгорания
с повышенным ресурсом ра-
боты. Для этого особое вни-
мание уделялось разработ-
ке средств интенсификации
охлаждения камеры сгора-
ния. Разработанный метод
расчета системы охлажде-
ния ЖРД выявил целесооб-
разность использования в
качестве материала горя-
' чих стенок камеры сгора-
1 Отчет по стендовым испытаниям однокамерного реактивного двигателя РД-1,
1943 г.; отчет по стендовым и летным доводочным испытаниям; реактивного двигателя
РД-1, 1943 г. Архив ГДЛ-ОКБ^оп. № 1, ед. хр. № 51, 52.
» Отчет об официальном заводском испытании реактивного двигателя РД-1,
1943 г.; отчет по официальным, совместным испытаниям реактивного двигателя РД-1,
1943 г. Архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 53, 55.
440
Рис. За. Насосный агрегат двигателя РД4 в разобранном виде
ния металлов, обладающих пониженными значениями модуля упруго-
сти, коэффициента линейного расширения, коэффициента Пуассона
и повышенными значениями коэффициентов теплопроводности и проч-
ности, рассматриваемых при рабочей температуре, что в сочетании
с малой толщиной стенки и эффективным ее оребрением со стороны,
смачиваемой жидкостью, должно’ обеспечивать повышенную стойкость
стенок, омываемых горячими продуктами сгорания.
Предложенная автором критериальная формула * позволила произ-
вести численное сравнение различных материалов по перечисленным
выше параметрам и выбрать наиболее пригодные. При подборе матери-
ала горячих стенок следует учитывать эрозионное и химическое воздей-
ствие на них со стороны горячих газов и охлаждающей жидкости,'
т. е. в рабочих условиях горячие стенки должны обладать достаточной
твердостью и химической стойкостью. Учитывая что как охлаждающий
агент керосин примерно в 7 раз, а кислота в 1,6 раза хуже воды, и имея
в виду ограниченные возможности повышения скорости протока охлаж-
дающей жидкости, а также ограниченные ресурсы охлаждения, опреде-
ляемые заданным расходом компонентов топлива и их физико-химиче-
скими характеристиками, с 1941 г. разрабатывались методы интенсифи-
кации теплообмена путем воздействия на пограничный слой отсасыва-
нием (в полость пониженного давления компонента топлива), сдувани-
ем (внутрь камеры сгорания), турбулизацией (струями жидкости, под-
водимой из прлости повышенного давления), преследовавшими цель
уменьшить толщину пограничного слоя и удалить из него продукты па-
рообразования и газификации.
При разработке насосного агрегата наибольшие трудности были
связаны с коррозией металлов, находящихся в напряженном состоянии
в азотной кислоте, с водородной коррозией металлов в азотной кислоте,
с получением достаточно твердой и коррозионно-стойкой поверхности
нагруженных деталей, работающих на износ, с подбором антифрикци-
онной пары, работающей в азотной кислоте, с выработкой деталей, свя-
занной с прогибом валиков шестерен при больших давлениях подачи
жидкости, с разработкой надежной системы уплотнения шеек валиков
(рис. 3 и За).
В результате конструктивных и металлургических мероприятий
были устранены явления задиров, выработок, коррозии, течи и получе-
на устойчивая работа насосного агрегата при давлениях подачи
' —(чем мевыпе К, тем лучше); здесь Е—модуль упругости, а—
коэффициент линейного расширения; и — коэффициент Пуасс > \а; % — коэффициент
теплопрсшодности; оР—коэффициент прочности. (Архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр.
15 1208 441
Рис. 4. Предполетное испытание двигателя РД*1 «а самолете Пе-2
Рис. 5. Полет самолета Пе-2 с работающими двигателями РД-1
Рис. 6. Двигатель РД1-ХЗ с насосным агрегатом. Зажигание — химическое (карби-
нольное пусковое самовоспламеняющееся горючее), тяга 300 кг, дросселируется до
150 кг, удельный импульс у земли1200 с, давление в камере сгорания 20,5 ати, число
повторных полностью автоматических пусков не ограничивалось (в пределах ресурса}
442
до 50 атм и производительностях кислотной секции около 50 л/мин,
керосиновой секции — около 25 л/мин *.
Двигатель РД-1 состоит из следующих агрегатов, раздельно монти-
руемых на самолете: собственно двигателя (камеры сгорания с агрега-
тами пуска и управления), монтируемого в хвостовой части фюзеляжа
или мотогондол или в крыльях самолета; насосного агрегата, монтиру-
емого либо на основном двигателе самолета, либо вблизи него при пере-
даче мощности от привода удлиненным валом; блока дроссельных вен-
тилей на питающих кислотной и керосиновой линиях, управляемого сек-
тором из кабины летчика; табло и служебного щитка с приборами
управления и контроля, монтируемых в кабине летчика.
Управление двигателем полностью автоматизировано. Пуски, оста-
новка и регулирование тяги в полете производятся с помощью сектора
управления, устанавливаемого в кабине летчика. Система автоматиче-
ского управления работает от бортовых аккумуляторов и баллонов сжа-
того воздуха. Двигатель допускает повторные пуски до пяти за один
полет с любыми интервалами времени между ними. Для работы пуско-
вого карбюратора используется этиловый эфир-ректификат.
В 1944—1945 гг. двигатели РД-1 в двух модификациях находились
в серийном производстве, устанавливались и проходили наземные
и летные испытания на самолетах-истребителях конструкции С. А. Ла-
вочкина (Ла-7), А. С. Яковлева (Як-3), П. О. Сухого (Су-6)
и В. М. Петлякова (Пе-2) (рис. 4, 5).
Двигатель РД-1ХЗ является дальнейшим развитием двигателя
РД-1 и отличается от него введением химического зажигания вместо
эфиро-воздушного, использованием более совершенных гидравлической
и электрической схем, обеспечивающих безударный ступенчатый авто-
матический запуск, заменой алюминиевой камеры-сопла на стальную,
модернизированной конструкцией насосного агрегата, разгруженными
дроссельными вентилями и рядом других конструктивных особенностей,
увеличивших надежность и ресурс двигателя. В 1945 г. двигатель
РД-1ХЗ прошел официальные испытания и находился в серийном про-
изводстве* 2 3 * * * (рис. 6).
, Двигатели РД-1ХЗ, изготовленные в 1945 г., имели сопло из жаро-
прочного алюминиевого сплава ДПС со спиральным оребрением и обла-
дали ресурсом 45 мин. С 1946 г. сопло изготовлялось из нержавеющей
стали ЭЖ-2 с продольным оребрением и обладало фактическим ресур-
сом в несколько часов, а официальным — 1 час, что подтверждено офи-
циальными испытаниями8.
По окончании заводских испытаний самолет Пе-2 с двигателем
РД-1ХЗ прошел наземные и летные испытания в 1945 г. (21 огневое
испытание). В выводах отчета ЛИИ указано: «Двигатель РД-1ХЗ запу-
скается надежно с режимов пусковой и максимальной тяги. Переход
! Отчет по стендовым испытаниям однокамерного реактивного двигателя РД-1,
1943 г.; отчет по стендовым и летным доводочным испытаниям реактивного двигателя
РД-1', 1943 г. Архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 51, 52.
2 Отчет об официальных заводских испытаниях двигателей РД-1ХЗ № 2-001,
2-005 и 2-008 на надежность запуска и гарантированный ресурс, 1945 г.; отчет о ко-
миссионном испытании реактивного двигателя РД-1ХЗ № 2-021 на гарантированный
ресурс за июль 1945 г., 1945 г.; отчет о комиссионном испытании реактивного двига-
теля РД-1ХЗ № 2-035 «а гарантированный' ресурс за август .1945 г., отчет
о заводском длительном испытании двигателя РД-1ХЗ Xs 2-117, 1945 г. Архив ГДЛ-
ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 72, 73, 74, 75.
3 Отчет об официальном заводском испытании реактивного двигателя РД-1ХЗ;
№ 2'—125 на гарантированный ресурс 1 час, 1946 г.; отчет о государственных стендо-
вых испытаниях жидкостного реактивного двигателя РД-1ХЗ, 1946 г. Архив ГДЛ-ОКБ,
on. № 1, ед. хр. Xs 77.
15*
443
Рис. 7. Наземное испытание
двигателя РД-1ХЗ на самолете
Су-7
Рис. 8. Наземное испытание дви-
гателя РД-1ХЗ на самолете
120Р
Рис. 9. Двигатель РД-2 с хи-
мическим зажиганием, тяга
600 кг, дросселируется до
200 кг, удельный импульс у зем-
ли 200 с, давление в камере сго-
рания 21 ати, число повторных
полностью автоматизированных
пусков не ограничивалось
* (в пределах ресурса)
Рис. 10. Трехкамерный двига-
тель РД-3, тяга 900 кг, дрос-
селируется до 100 кг, удельный
импульс у земли 200 с, подача
топлива ТНА
двигателя с пускового на ра-
бочий режим происходит
плавно. Процесс горения
в камере двигателя РД-1ХЗ
протекает устойчиво как
в пусковой, так и в рабочий
периоды. Ручное управление
режимами работы двигате-
ля, его включение и выклю-
чение осуществляются про-
сто; световая сигнализация
этапов работы двигателя
наглядна и удобна»1.
Одновременно прово-
дилась отработка устано-
вок двигателя РД-1ХЗ на
самолетах А. С. Яковлева
(Як-3), С. А. Лавочкина
(Ла-7Р и 120-Р), П. О. Су-
хого (Су-7) и В. М. Петля-
кова (Пе-2Р).
Самолет Як-3 ВК-
105ПФ с реактивным двига-
телем РД-1ХЗ прошел за-
водские летные испытания
в 1945 г. (21 полет), пока-
зав прирост скорости
182 км/час на высоте
7800 м2.
1 Наземные и летные испытания установки ракетного двигателя РД-1ХЗ на само-
лете Пе-2 № 15-185 с моторами 2ВК-10&РА, 1945 г., архив ГДЛ-ОКБ, он. № 1,
ед. хр. 79, 80.
2 Акт о заводских летных испытаниях истребителя Як-3 с дополнительным
реактивным двигателем РД-11, 1945 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1; ед. хр. № 78,
лл. 29—30.
444
В течение 1945 г. были проведены заводские летные испытания дви-
гателя РД-1ХЗ на самолете Су-7 конструкции П. О. Сухого (выпол-
нено 84 пуска РД-1ХЗ с общей наработкой 29 мин., из них
в полете свыше 10 мин). В выводах официального отчета указано:
«Двигатель РД-1 с химическим зажиганием за время испытаний
на самолете Су-7 работал вполне удовлетворительно»1 (рис. 7).
В 1945 г. были проведены наземные и летные испытания двигателей
РД-1ХЗ на самолетах Ла-7Р АШ-82ФН конструкции С. А. Лавочкина.
При испытаниях была достигнута максимальная скорость 795 км/час
на высоте 6300 м. В заключении отчета о заводских летных испытаниях
указано: «Результаты испытаний самолета Ла-7Р с однокамерным реак-
тивным двигателем РД-1 и РД-1X3 конструкции В. П. Глушко показали
полную возможность использования двигателя РД-1ХЗ как вспомога-
тельного двигателя ускорителя 2.
В 1946 г. проводились наземные и летные испытания двигателя
РД-1ХЗ на самолете 120Р конструкции С. А. Лавочкина (58 огне-
выу пусков на земле и 5 в воздухе). При наземных испытаниях
на самолете был обнаружен ряд дефектов двигателя РД- 1X3, свидетель-
ствующих о недостаточной его надежности, которые были устранены
при переходе на усовершенствованный образец двигателя РД-1ХЗ
(выпуска 1946 г.) со стальным соплом камеры сгорания и доработанны-
ми гидравлической и электрической схемами, прошедший государствен-
ные испытания (рис. 8) .
18 августа 1946 г., в день авиации, самолет 120Р участвовал
в авиационном параде, совершив полет с работающим двигателем
РД-1ХЗ над аэродромом в Тушино3.
Двигатель РД-2 работает па азотной кислоте и керосине и является
дальнейшим развитием двигателя РД-1ХЗ (см. рис. 9).
Конструкция двигателя РД-2 разработана в 1945 г.4. В 1946 г.про-
ведены стендовые доводочные испытания двигателя, завершившиеся
испытанием на ресурс в интервале тяг 200—700 кг5, официальные
заводские испытания двигателя РД-2 на гарантированный ресурс
1 час6,- в 1947 г. были вновь проведены чистовые доводочные, затем
официальные заводские испытания двигателя РД-2 на ресурс, каждый
раз по полной программе (55 пусков различной продолжительности
на различных тягах в течение 1 часа), завершившиеся в том же году
государственными испытаниями двигателя РД-2 по той же программе Л
Двигатели РД-2, как и двигатели РД-1ХЗ, отличаются высоким
ресурсом стальной камеры сгорания, работавшей по нескольку часов
при максимальном износе в ответственных местах стенок головки и соп-
ла обычно не свыше 0,1 мм в час. Микрометрические обмеры головки
и камеры—сопла двигателя РД-2 Хе 010, прошедшего государственное
стендовое испытание, не обнаружили никакого износа сопла7. Так как
1 Отчет об испытании двигателя РД-1 на опытном са.молсте Су-7 конструкции
П. О. Сухого, 1946 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 69.
2 Отчет о заводских летных испытаниях самолета Ла-7Р № 0Й с АШ-82ФН и ре-
активными двигателями РД-1 и РД-1ХЗ, 1945 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 78,
лл. 27—28.
3 Отчет о заводских летных испытаниях са-молета 12ОР с мотором и жидкост-
ным реактивным двигателем РД-1ХЗ конструкции Глушко В. П., 1946 г., архив
ГДЛ-ОКБ, оп. Ха 1, ед. хр. № 81.
4 Камера сгорания двигателя РД-2, чертеж Ха Р01-3, 1945 г.; конструктивная схе-
ма двигателя РД-2, чертеж Хе Р27-2, 1945 г. Архив ГДЛ-ОКБ, оп. Ха 2, ед. хр. Хе 57.
5 Отчет о длительном испытании двигателя РД-2 Хе 002, 1946 г., архив ГДЛ-ОКБ,
on. Хе 1, ед. хр. Хе 87.
3 Отчеты об официальных заводских испытаниях РД-2 X» 002 и Хе 003 на гаран-
тированный ресурс 1 час, 1946 г., архив ГДЛ-ОКБ, оп. Ха 1, ед. хр. Хе 88, 90.
7 Акт о государственном стендовом испытании жидкостного реактивного двига-
теля РД-2 конструкции Глушко В. П., 1947 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. Хе 1, ед. хр. Хе 93.
445
эти двигатели выдерживают
по нескольку сотен пусков,
то число их пусков при
эксплуатации не ограничи-
вается.
Двигатель РД-3—трех-
камерный реактивный дви-
гатель на жидком топливе
(азотная кислота и керо-
син) — предназначался в
качестве самостоятельного
(автономного) двигателя
для самолетов типа истре-
бителей — перехватчиков.
Двигатель состоит из
трех камер сгорания, разви-
вающих суммарную тягу у
земли до 900 кг (1000 кг на высоте более- 15000 м), турбонасосного
агрегата, питающего эти камеры, газогенератора, вырабатывающего
парогаз для работы турбины, и из агрегатов пуска и управления.
Газогенератор работает на тех же компонентах, что и камеры сго-
рания. Для охлаждения вырабатываемого газа, питающего турбину,
применяется впрыск воды. Охлаждение газогенератора производится
впрыскиваемой в него водой.
Управление двигателем’ полностью автоматизировано, введена
автоблокировка для исключения аварии вследствие неправильного
запуска двигателя. Система автоматического управления работает
от бортовых аккумуляторов (24 в) и баллонов сжатого воздуха.
Включение камер и управление двигателем (запуск, регулирование
тяги, остановка) осуществляются с помощью лишь одной ручки сектора
управления, снабженного концевыми выключателями и связанного
с блоком дроссельных вентилей газогенератора.
Конструкция двигателя допускает повторные пуски и остановки
без подхода к двигателю (дистанционное управление). Запуск двигате-
ля производится сжатым воздухом, расходуемым из бортовых бал-
лонов.
Рис. 12. Семейство самолетных ракетных двигателей с насосной подачей
азотиокислотно-'керосииового топлива: РД-1; РД-1ХЗ в двух модифика-'
циях, РД-2 и РД-3 (под двигателями показаны насосные агрегаты)
445
Двигатель РД-3 был разработан и проходил стендовую доводку
в 1944—1945 гг.1
В 1946 г. была разработана конструкция автономного двигателя
РД-4 тягой 1000 кг, турбонасосный агрегат которого приводился про-
дуктами разложения перекиси водорода, а редуктор числа оборотов
отличался малым весом и габаритом, в связи с переходом на высоко-
оборотные центробежные насосы для всех компонентов2.
1 Реактивный двигатель РД-3. Основные данные, характеристики и краткое опи-
сание, 1944 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 94.
2 Кислотный насос, РД-4, чертеж № Р36-2, 1946 г.; керосиновый насос, РД-4,
чертеж № Р37-2, 1946 г.; турбина РД-4, чертеж № Р39-1, 1946 г.; насос для перекиси,
РД-4, чертеж № Р38-1, 1946 г.; редуктор, РД-4, чертеж № Р39-3, 1946 г. Архив ГДЛ-
ОКБ, оп. № 2, ед. хр. № 61.
ПРИЛОЖЕНИЯ
ТЕХНИЧЕСКИЕ УСЛОВИЯ НА ОБОРУДОВАНИЕ
САМОЛЕТА И-4 РЕАКТИВНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ *
(1933 г.)
1) Вся установка в целом является экспериментальной и служащей для
выяснения возможностей и рентабельности применения реактивного
мотора для самолета специального назначения.
2) Мощность реактивного мотора должна быть достаточной для
увеличения полетной скорости самолета до 500 км в час.
3) Реактивный мотор должен иметь суммарную длительность дей-
ствия не менее I-ой минуты.
4) Пуск реактивного мотора в действие должен производиться
с места пилота, быть безотказным и обеспечивающим повторное дейст-
вие мотора в полете.
5) Реактивный мотор и его агрегаты так должны быть размещены
на самолете, чтобы не мешать управлению самолетом и основным
мотором, стрельбе из пулемета и существенно не нарушать летных
качеств самолета.
* Дело ГДЛ, 4 япв. 1933 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 24, л. 26. При-
ведены с сокращением. В том же деле ГДЛ, док. № 0130, 27 ноября 1932 г., подписан-
ном н-ком ГДЛ и автором, значится, что согласно указанию ВВС РККА «в план работ
II отдела ГДЛ па 1933 г. включена установка реактивных моторов па самолете И-4,
как добавочное средство к винтомоторной группе. Предложено установить на под-
крылках И-4 два реактивных мотора — по одному с каждой стороны фюзеляжа.
Каждый мотор должен развивать тяговое усилие в 300 кг, что дает суммарное усилие
в 600 кг. Запаса жидкого топлива (азотная кислота и керосин) в количестве 120 кг
должно хватать для работы обоих моторов в течение одной минуты».
ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ К ОПЫТНОМУ
ГАЗ-ТУРБОНАСОСУ *
(1933 г.)
Опытный газ-турбонасос, в дальнейшем сокращенно ОТН, состоит
из турбины Лаваля и двух одноступенчатых центробежных насосов,
сидящих на общем валу, из коих каждый предназначается для нагнета-
ния определенных жидкостей. Насосы должны удовлетворять следую-
щим требованиям.
1. Суммарная производительность двух насосов ОТН должна сос-
тавлять 1,52 л/с. Производительность первого насоса, нагнетающего
керосин, составляет 0,42 л/с (0,35 кг/с); а второго насоса, нагнетающе-
го азотную кислоту, 1,1 л/с (1,65 кг/с), при полном манометрическом
напоре каждого насоса 750 м водяного столба и числе оборотов
не менее 25000 в минуту. Подача жидкостей в насосы будет произво-
диться самотеком под давлением 0,5 м водяного столба у всасывающих
патрубков насосов. При этих условиях мощность на валу насоса долж-
на быть около 32 л. с.
2. Насосы должны быть одноступенчатого типа с горизонтальным
валом, подшипники с капельной смазкой, вкладыши залиты белым
металлом (баббитом). Осевое давление должно быть уравновешено
(или двухсторонним входом жидкостей или другим способом, но без
разгрузочных пят и упорных подшипников, утяжеляющих конст-
рукцию) .
Сальник с напорной стороны должен быть разгружен. Диаметр вса-
сывающих патрубков около 30 мм и диаметры нагнетательных патруб-
ков около 10 мм.
3. Насос предназначается для работы от газовой турбины мощно-
стью до 35 л. с., делающий тоже число оборотов, что и насосы (25000—
30000 оборотов в минуту), и соединяется с ним непосредственно при
помощи эластичной муфты. Насос и двигатель монтируются на общей
фундаментной раме.
4. Корпус и другие основные части насоса изготовить из легких
сплавов или из высококачественной стали с запасом прочности 2 (для
легкости конструкции); рабочие колеса и прочие детали изготовить
из металлов с наименьшим удельным весом (алюминиевые спла-
вы и т. п.).
♦ Отчет ГДЛ, 10 июля 1933 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 26. Работы
по созданию турбонасосного агрегата, состоящего из газовой турбины и центробежных
насосов, для ЖРД были начаты в 1932 г.; см. отчет о работе ГДЛ за октябрь 1932 г.
по II отделу: «Проектирование газовой турбины к реактивному мотору». Дело
инв. № 9651, стр. 37—38. В 1933 г. были выпущены чертежи центробежных насосов,
испытания насосов велись на повышенных оборотах при давлении до 75 атм.
449
Габарит и вес ОТН должны быть минимальными, в связи с чем все-
мерно использовать легкие сплавы и высококачественные стали. Внеш-
няя форма ОТН — цилиндр с минимальными длиной и диаметром.
Внешний диаметр собранного ОТН не' должен превышать 220 мм. Кор-
пус насосов испытывается гидравлически давлением в 100 кг/см2.
5. Один из насосов предназначен для нагнетания керосина вязко-
стью около 0,5—1,0 по Энглеру, в интервале температур 0°—50° С.
Удельный вес керосина 0,83. Второй насос предназначается для нагне-
тания концентрированной (95%) азотной кислоты вязкостью около 1°
по Энглеру и интервале температур 0°—50° С. Удельный вес кисло-
ты 1,52.
6. Насос должен работать плавно, без резких ударов и вибраций.
Нагрев подшипников допускается до температуры, на 45° превышаю-
щей температуру окружающего воздуха. Пропуск жидкостей через
сальник не должен иметь место.
7. В качестве рабочего колеса турбины Лаваля может быть исполь-
зовано рабочее колесо от турбодинамо, обычно употребляющееся
в военном флоте.
8. Рабочим телом турбины являются продукты горения топлива
с температурой 500° С при давлении 10—15 атм.
9. Регулирование мощности ОТН должно производиться дроссели-
рованием газа, питающего турбину, с помощью одного вентиля.
10. ОТН должен быть прост по устройству, несложен в обращении
и легко разбираться для чистки.
11. Износ частей пасоса может быть рассчитан из общей продолжи-
тельности работы ОТН и эксплуатации около 200 часов. Поставщик
не отвечает за дефекты в работе насоса, связанные с неумелым или
небрежным обслуживанием и установкой насоса, а также с работой его
в условиях, не предусмотренных настоящими техническими требова-
ниями.
12. Длительность непрерывной работы агрегата не превышает
10 минут.
13. Испытание и сдача насоса производятся согласно имеющимся
нормам.
АКТ*
(1933 г.)
24 декабря с. г. Комиссия в составе инж. Тополянского Леонида Борисовича, Пом.
Начальника Отдела т. Валка Соломона Федоровича, в присутствии Начальника 2-го
Отдела РНИИ инженера Глушко Валентина Петровича, присутствуя при испытании
на стенде на форсированном режиме работы разработанного РНИИ реактивного дви-
гателя на жидком топливе, состава азотная кислота и керосин, развившего реактив-
ную силу 270 кг в течение 30 секунд при давлении в камере горения 2S атм., в топ-
ливных баках — 70 атм, постановила:
1. Признать работу реактивного мотора на топливе азотная кислота и керосин,
разработанной РНИИ конструкции, удовлетворяющей техническим требованиям.
2. Признать процент готовности работы, предусмотренной § пункт упомя-
нутого соглашения равным 90%, каковая часть подлежит оплате в размере 9.000 руб.
в течение трех дней со дня предъявления счета со стороны РНИИ, как это предусмот-
рено пунктом раздела соглашения от 25 июля 33 г.
Представители:
Начальник П отд. РНИИ
* Акт об официальном стендовом испытании ОРМ-52, 24 декабря 1933 г., архив
ГДЛ-ОКБ, on. Xs 1, ед. хр. № 28, л. 2.
Тополянский
Волк
Глушко
ИСПЫТАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ 12/а (ОРМ-52)*
29 мая 1935 года
Топливо: 1. Окислитель — азотная кислота 94,5%-ной концентрации;
уд. вес d415= 1,501.
2. Горючее — керосин широкого потребления Н=13%, С=87 %;
уд. вес d415=O,841.
Зажигание химическое (жидкость, содержание фосфора 8%). Сос-
тав жидкости: Р=8%, S=8%, CS2=50%, скипидар — 34%;
уд. вес—1,14.
Подача топлива из аккумулятора давления сжатым воздухом
(из торпедного баллона).
Тарировка -^пружинного регистратора тяги была произведена
на стенде при полностью смонтированном моторе.
При испытании двигателя производился замер:
1) Тяги двигателя динамометром с самописцем; масштаб времени
на барабане 1с— 14 мм.
2) Давления в камере сгорания (по манометру на 80 атм № 669836;
проверен 20 мая 1935 г., поправка до 30 атм —О).
3) Давления в баке окислителя (по манометру на 80 атм № 714653;
проверен 20 мая 1935 г., поправка —Ь).
4) Давления в баке горючего (по манометру на 80 атм, проверен
27 мая 1935 г., поправка до 40 атм —О).
5) Времени работы двигателя по двум секундомерам.
6) Суммарного расхода компонентов топлива (с помощью поплав-
ковых измерителей уровня).
ЦЕЛЬ ИСПЫТАНИЯ
Определение тяги, к. п. д. и устойчивости работы двигателя. Определе-
ние влияния высокой температуры на материальную часть двигателя.
Работу двигателя предусматривалось провести при давлении в камере
сгорания, равном 20 кг-см-2. Время работы двигателя — 30 секунд.
РЕЗУЛЬТАТЫ ИСПЫТАНИЯ
Вначале было включено химическое зажигание путем открытия отсеч-
ных клапанов, через которые компоненты топлива поступали в двига-
тель, при пусковом давлении в баках, меньшем 1 атм. При этом смесь
загорелась вполне спокойно и из сопла показалось пламя. После вклю-
чения зажигания запуск был произведен на 2,4 с. с помощью главного
* Протокол № 3 испытания ОРМ.-52 в РНИИ, 1 июня 1935 г., архив ГДЛ-ОКБ,
on. № I, ед. хр. № 31. Публикуется с сокращениями.
451
газового вентиля (перепускавшего сжатый воздух из аккумулятора
давления в баки. С момента открытия вентиля до ввода двигателя
на заданное давление в камере 20 кг-см-2 прошло 5,5 с. Эта длитель-
ность вызвана осторожностью, необходимой при освоении работы этого
двигателя. На этом режиме двигатель работал в течение 25,1 секунд,
развивая постоянную тягу в 311 кг; в течение всего этого времени дав-
ление в камере горения составляло 20 кг-см-2, давление в баках —
40 кг-см-2.
С момента включения зажигания опыт длился всего 33 с. Двига-
тель был остановлен путем резкого закрытия отсечных клапанов.
При работе мотора в выхлопе замечалось сильное дымление, свиде-
тельствующее о неполном сгорании керосина. Звук ровного тона, сопро-
вождавший установившуюся работу двигателя, был сильным и низким
(не резкий). Струя имела светлый короткий язычок, выходящий из соп-
ла; в остальной части имела желто-красный цвет.
Произведенная после испытания разборка показала, что двигатель
пригоден для повторного пуска. Осмотр материальной части после
испытания показал, что разрушенных частей нет. Камера сгорания име-
ет легкий соломенный цвет побежалости. Ввернутый в камеру штуцер
из ЭЯЗС для замера давления выступал внутрь камеры нарезанным
концом. Резьба этого конца сохранила блестящую поверхность и на ней
не обнаружено никаких следов оплавления. В камере горения заметной
копоти обнаружено не было. Все уплотнительные прокладки камеры,
сопла и форсунок сохранили герметичность. Форсунки также находятся
в отличном состоянии. Поверхность сопла сохранила блеск. В критиче-
ском сечении сопла против одной форсунки окислителя обнаружены
следы вымывания металла, не препятствующие дальнейшему использо-
ванию сопла.
Пуск производил В. П. Глушко.
ВЫВОДЫ
I. Зажигание действовало исправно.
II. Запуск с нулевого избыточного давления в баках (впуском сжатого
газа в баки) обеспечивает надежность пуска двигателя. Полученный
при испытании выход двигателя на режим записан плавной линией.
III. Продолжительность запуска двигателя 5,5 с не является обяза-
тельной и может быть существенно сокращена, лишь бы давление
в баках поднималось плавно, без скачков. В следующем пуске запуск
(вывод двигателя па режим) провести в течение 2—3 с с последующим
сокращением этого периода.
IV. Двигатель устойчиво работал, развивал постоянную тягу 311 кг
в течение 25,1 с.
V. Давление на входе в мотор составляет 40—3=37 кг-см-2, где
3 кг-см-2— потеря напора в отсечных клапанах и арматуре стенда.
По-видимому, при давлении подачи (у входа в мотор), равном
35 кг "см-2, двигатель разовьет тягу 300 кг.
VI. Перепад между баками и камерой горения при тяге 311 кг сос-
тавляет 40—20=20 кг-см-2.
VII. Коэффициент избытка окислителя составляет ао=1,О8 (весо-
1278 , „
вое отношение компонентов -^-=«1 = 6,17).
VIII. Весовая удельная тяга, т. е. тяга на 1 кг топлива составляет
Р, = -^-=210 кг/кг/с.
IX. Объемная удельная тяга
Р2=210-1,34=281 кг/л/с, ;
452
X. К. п. д. двигателя составляет Ле
Р1 = (210)2
87,0-Я„ 87,0-1340
0,38.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Полученные результаты следует оценить как перевыполнение самых
основных пунктов технических требований на мотор 12/а.
Во-первых, вместо заданной тяги 300 кг двигатель развил 311 кг.
Во-вторых, вместо проектного к. п. д. 0,25 двигатель дал к. п. д.
0,38 (тяга с килограмма топлива 210 кг, с литра топлива 281 кг).
В-третьих, вместо давления на входе в мотор 50 атм двигатель тре-
бует лишь 35 атм (для тяги 300 кг). Полученные результаты ставят
азотный двигатель в преимущественное положение по сравнению
со всеми прочими ракетными двигателями на жидком топливе.
Для сдачи мотора необходимо провести еще несколько пусков,
чтобы закрепить полученные результаты. Дальнейшая работа с этим
двигателем должна быть направлена на еще большее увеличение
к. п. д., для чего имеются солидные резервы (употребление 99%-ной
кислоты вместо 94,5%, подбор наивыгоднейшего ао, сопла и т. п.).
Инженер В. Глушко
На опыте присутствовали:
Начальник азотной группы В. Глушко
Начальник лаборатории № 3 Молдаванов
Начальник лаборатории № 2 И. Чернышев
Инженер 2 отдела А. Андрианов
АКТ"
(1936 г.)
5 ноября 1936 г., на основании приказания по РНИИ от 5.XI.36, комиссия в составе:
зам. директора РНИИ тов. Лангемака (председатель), начальника 2 отдела тов. Ко-
стикова, начальника о отдела инженера Королева, начальника группы 2 отдела
тов. Глушко, инженера 2 отдела тт. Шитова и Душкина произвела приемо-сдаточ-
ные испытания ракетного азотного двигателя (OPMJ65). Для участия в испытаниях
комиссией привлечен начальник лаборатории тов. Голенкин.
Приемно-сдаточные испытания заключались в следующем:
1. Ознакомление с отчетом о разработке и лабораторных испытаниях ракетного
азотного двигателя, составленным ведущим инженером тов. Глушко и утвержденным
начальником отдела.
2. Контрольные испытания двигателя на стенде.
1. РЕЗУЛЬТАТЫ ЛАБОРАТОРНЫХ ИСПЫТАНИЙ
На основании лабораторных исследований, 2 отделом предъявлены
к сдаче 2 экземпляра двигателя, изготовленные в мастерских РНИИ
по черт. № 210900, из них один экземпляр, испытанный ведущим инже-
нером перед сдачей и один неиспользованный.
Как видно из отчета (приложение № 1) , сдаче предшествовали
17 испытаний, из них 6 испытаний имели целью получение характери-
стик двигателя при различных давлениях подачи в пределах от 10
до 31 атм, и 5 испытаний для проверки сходимости результатов.
* Дело РНИИ. Архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 39, лл. 2—15. Акт приведен
с сокращениями.
453
Результаты испытаний, сведенные в табл. 8, 9 и 10 отчета, указы-
вают на то, что в отношении средней тяги двигателя, удельной тяги,,
давления в баках и в двигателе, продолжительности работы без разру-
шения, постоянства тяги в пределах одного пуска и однообразия сред-
ней величины тяги при нескольких пусках тактико-технические требо-
вания выполнены с превышением. Для проверки действия двигателя
при горизонтальной установке были произведены 3 испытания, пока-
завшие нормальную работу в этих условиях.
Время «разгона» двигателя в лабораторных опытах на стенде сос-
тавляет в среднем 2,5 с, т. е. превышает на 1,5 с. время, указанное,
в тактико-технических требованиях. Вес предъявленного двигателя
составляет 14,28 кг, что на 4,28 кг превышает величину веса, указан-
ную в тактико-технических требованиях.
2. КОНТРОЛЬНЫЕ ИСПЫТАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ
Для проверки действия двигателя были произведены три испытания
в условиях, в которых двигатель ранее испытывался на сходимость
результатов, именно: 1 испытание. Двигатель установлен вертикально.
Давление в баках 31 атм, время работы 75 с. 2 испытание. Установка
и давление в баках те же, что в 1-ом испытании, время работы 40 с.
3 испытание. Двигатель установлен горизонтально, прочие условия
те же, что при 1-ом испытании.
При испытаниях производились следующие замеры:
а) определение давления в баках по манометру и давления в каме-
ре по манометру. Наблюдения производили тт. Королев и Душкин.
б) определение общего расхода топливных компонентов по разно-
сти уровней жидкостей в соответствующих баках. Замеры производи-
лись тт. Шитовым и Голенкиным.
в) определение полного времени работы двигателя по секундоме-
ру. Замер производился тов. Костиковым.
г) обмер диаграмм реактивной силы с помощью компаратора.
Обработка диаграмм и вычисления произведены тт. Душкиным, Шито-
вым и Глушко.
д) контрольное тарирование динамометра после испытаний произ-
водили тт. Голенкин и Шитов.
Управление работой двигателя во время испытаний производил
ведущий инженер тов. Глушко.
Результаты испытаний указаны в протоколе испытаний (приложе-
ние № 2), из которого видно, что характеристики двигателя в сопостав-
лении с тактико-техническими требованиями сводятся к следующему
(стр. 455).
Таким образом, по всем показателям, кроме веса, предъявленный
двигатель удовлетворяет с превышением, предъявленным к нему такти-
ко-техническим требованиям. Суждение о времени разгона можно
будет вынести только после постройки и испытания ракеты, использую-
щей этот двигатель.
На основании вышеизложенного комиссия постановляет:
1. Тактико-технические требования считать выполненными, за ис-
ключением веса. Принять к сведению сообщение ведущего инженера,
что в проекте окончательного образца этого объекта, сданного в произ-
водство, вес доведен до 10 кг.
2. Предъявленный двигатель признать выдержавшим сдаточные
испытания.
3. Основываясь на имеющемся опыте расчетно-конструкторских
и экспериментальных работ по ракетным аппаратам, считать, что
в настоящее время вопрос веса по сравнению с другими характеристи-
ками не имеет актуального значения, поэтому предъявленный двига-
454
тель теперь же может быть введен в эксплуатацию на ракетных аппа*
ратах.
Характеристика двигателя По тактико-техни- ческим требованиям Данные, полученные при сдаточных испытаниях
Давление подачи, кг/см2 35 30
Средняя тяга на установившемся 150—160 156,2
режиме, кг
Удельная весовая тяга, кг/кг/с 180 208,5*
Наибольшие отклонения от средней тяги для одного пуска и для несколь- ких пусков, кг '±3 ±1,9 и ±1,1
Время работы двигателя при одном пуске, с 75 79,8
Время разгона двигателя, с 1 Не проверялось за от- сутствием системы ра- кеты
Положение двигателя Вертикально и гори- Вертикально и гори-
зонтально зонтально
Удельный вес горючего не менее 0,7 0,84
Вес двигателя, кг 10 14,28
* Получена путем осреднения определений для первых двух пусков. Однако, согласно про-
токолам этих сдаточных испытаний двигателя ОРМ-65 от 5 ноября 1936 г. (архив
ГДЛ-ОКБ on. № 1, ед. хр. Хе 39, л. 14), удельная тяга при первом и третьем пусках составляла
212 кг/кг/с, а при втором пуске 205 кг/кг/с «в связи с длительным разгоном (12 с) при кратко-
временной работе двигателя (44,1 с)». Длительность первого и третьего пуска составляла 78,4 и
79,8 с соответственно. Удельная тяга при этом определялась не для установившегося режима,
а путем деления усредненной за весь пуск тяги на усредненный расход. Таким образом удель-
ная тяга была не менее 212 кг/кг/с при длительности разгона ^2,5 с, что подтверждается так-
же стендовыми испытаниями этого же экземпляра двигателя, предшествовавшими его предъяв-
лению комиссии (см. стр. 385, 386). На установившемся режиме удельная тяга составляла
215 кг/кг/с.
Приложение. 1. Отчет. 2. Протоколы сдаточных испытаний дви-
гателя.
АКТ*
(1937 г.)
г. Москва, 27 августа 1937 г., на основании приказа от 26 августа 1937 г. за № 17
и п. 7 приложения № 2 к договору ОТБ с РНИИ от 25/Х—5/XI—35 г., комиссия
в составе: зам. начальника Технического отдела т. Кипяткова Д. Н. (председатель),
пом. начальника И.отдела Л. О. ОТУ тов Утенкова Н. А. (зам. председателя), старш.
конструктора П отдела Л. О. ОТУ тов. Вишнева В. В. и начальника группы № 10
тов. Глушко В. П. и инженера тов. Шитова Д. А., произвела приемно-сдаточные испы-
тания опытного образца газогенератора на азотном топливе.
При проведении приемочных испытаний, по прилагаемой при сем программе,
приемочная комиссия отмечает следующее:
I. ПО ПОДГОТОВКЕ ГГК ОГНЕВЫМ СДАТОЧНЫМ
ИСПЫТАНИЯМ
Установленный для сдаточных испытаний ГГ имел в выходном сопле
дроссельную шайбу (</=13 мм), служащую для замера количества
выходящего газа. Во время испытаний расход компонентов определял-
* Архив АН СССР, разряд 4, опись 14, № 44, лл. 59—67. Акт публикуется без
приложений, с сокращениями.
455
ся по понижению уровня в расходных баках, причем в водяном и керо-
синовых баках уровень определялся при помощи реек, а в кислотном
баке — водомерным стеклом с тарированной шкалой. Для всех баков
для компонентов имеются акты о тарировке.
Рабочие компоненты состояли из азотной кислоты d18=l,51>
ОСТ № 5375, тракторного керосина d15=0,84, ОСТ № 6460 и воды.
Для замера давлений в рабочих баках и камере газогенератора
служили четыре нормальных стрелочных и один самопищущий мано-
метры. Кроме того, давление в камере газогенератора контролирова-
лось по второму манометру. Температура в камере сгорания определя-
лась платино-платинородиевой термопарой с милливольтметром, про-
веренными 25/VIII—37 г.
Температура наружного воздуха составляла 14° С. Время работы
газогенератора засекалось по секундомеру.
II. ОГНЕВОЕ ИСПЫТАНИЕ ГАЗОГЕНЕРАТОРА
Пуск газогенератора согласно программе испытаний производился два
раза. Во время первого пуска газогенератор отработал 12 мин. 8 сек.,
а при втором — 11 мин. 5 сек. Во время второго пуска взята проба
газа на 5-й минуте работы газогенератора для химического анализа
на Н2О, N2, СО, СО2, О2 и окислы азота. Запуск газогенератора проис-
ходил каждый раз плавно, без рывков и ударов. Давление в камере
газогенератора р=20 атм. установилось при первом пуске на 30-й
секунде и при втором — р=22 атм на 45-й секунде.
При втором испытании на 4 минуте, по предложению председателя
комиссии т. Кипяткова, давление в газогенераторе было повышено
до 23 атм, которое поддерживалось до конца испытания.
Температура в камере сгорания, по показаниям милливольтметра,
установилась при обоих пусках на первой минуте работы газогенерато-
тора. Установившаяся средняя температура при первом испытании сос-
тавила 580° С. При втором испытании установившаяся средняя темпера-
тура составила 470° С при давлении в камере 22 атм и 353° С при дав-
лении в камере 23 атм. Наблюдение над наружной поверхностью рабо-
тающего газогенератора показало, что при первом испытании, когда
температура газов составляла 580° С, временами имело место свечение
головки первой камеры, причем максимальный нагрев не превышал
700° С, судя по цвету каления.
Рабочее давление в баках окислителя, горючего и воды поддержи-
валось: при первом пуске рб=25,5 атм, чему соответствовало давление
в камере газогенератора р<=20 атм; при втором пуске ре=29 и 31 атм
и давление в камере соответствовало pj=22 и 23 атм. Перепад давле-
ний между рабочими баками и камерой газогенератора таким образом
составлял при первом пуске Др=5,5 атм и при втором Др=7 и 8 атм
соответственно.
Время разгорания шашки при первом пуске — 3,4 с, а при вто-
ром — 3,5 с.
Таблицы показаний приборов во время работы газогенератора при-
водятся ниже (см. стр. 457).
Всего при двух испытаниях газогенератор проработал 23 мин
13 сек. Каждый раз после остановки газогенератора производился
замер расхода компонентов и наружный осмотр газогенератора на стен-
де. При наружных осмотрах газогенератора после испытаний никаких
дефектов не обнаружено.
456
ТАБЛИЦА 2-го ИСПЫТАНИЯ
ТАБЛИЦА 1-го ИСПЫТАНИЯ
Время работы» мин. Темпера- тура газа, °C Давление газа в камере газогенера- тора, кг/сма Давление в баках горючего, кг/см* Время работы, мин. Темпера- тура газа, •С Давление газа в камере газогене- ратора, кг/см2 Давление подачи в баках, кг/см2
0,5 545 20 26 0,5 430 22 27
1,0 560 19 25 1,0 460 22 29
1,5 580 20 26 1,5 470 22 29
2,0 560 20 26 2,0 480 22 29
3 580 20 26 3,0 440 21 29
4 620 20 26 4,0 480 22,3 29,8
5 590 20 25 5,0 490 23 29,5
б 620 20 25 6,0 360 23 29,5
7 560 19 25 7,0 350 23 30
8 560 20,3 25,75 8,0 330 23 31
9 580 20 25,75 9,0 370 23 30,3
10 580 19,7 25 10,0 370 23 30,3
И 570 20,3 25,7 11,0 340 22,3
12 580 20 25
Замеры расходов
1-е испытание 2-е испытание
Суммарные расходы, кг Суммарные расходы, кг
кислоты . 92,7 кислоты . 98,2
керосина . 18,75 керосина 20,7
воды . 125,7 воды . 153,0
Секундные расходы, г/с Секундные расходы, г/с
кислоты 127,3 кислоты . 147.0
керосина . 25,8 керосина . 31,1
воды . 172,5 воды . 230
Суммарный секундный расход 325,6 г/с Суммарный секундный расход 408,1 г/с
Секундный расход окислителя чего 153,1 г/с и горю- Секундный расход окислителя чего 178,1 г/с и горю-
Из приведенных таблиц видно, что расход окислителя и горючего
сокращен против величины, допускаемой техническими условиями
в среднем в 3,8 раза при том же объемном выходе газа (40—70 литр/с
при 20—25 атм), именно, при первом испытании Gs= 153,1 г/с, а при
втором’—Gs= 162,6 г/с против 0,6 кг/с, предусмотренных техническими
условиями, приложенными к договору.
После проведения огневых испытаний была произведена полная
разборка газогенератора и детальный осмотр его частей, причем
никаких дефектов, в связи с проведенными сдаточными испытаниями,
не обнаружено.
457
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Сравнение данных газогенератора и результатов его испытаний с тре-
бованиями технических условий, приложенных к договору от 20/Х—
5/XI —1935 г. показывает, что предъявленный газогенератор удовлет-
воряет требованиям в отношении давления в камере, температуры
газов, длительности работы, содержания разъедающих примесей, рав-
номерности горения (без ударов и затуханий).
Существенное перевыполнение предъявленных требований получе-
но в отношении: расхода окислителя и горючего (в 3,8 раза меньше
против заданного) при заданной мощности, веса конструкции (вдвое
меньше против заданного), габарита конструкции (габаритный объем
вдвое меньше против заданного); выполнено также желательное тре-
бование в отношении повторных пусков.
На основании изложенного считать газогенератор прошедшим
испытания и принятым.
Приложения. 1) программа испытаний;
- 2) химический анализ газа, полученного при сдаточном испытании;
3) контрольный расчет производительности газогенератора при
сдаточном испытании на основании данных химического анализа.
РОЖДЕНИЕ МЕЧТЫ И ПЕРВЫЕ ШАГИ
(АВТОБИОГРАФИЧЕСКИЙ ОЧЕРК)
В церковной метрической записи о моем
рождении в 1908 г. значится: отец — укра-
инский казак, мать — русская крестьянка.
В Одессе я родился и провел половину
детства, в этом близком моему сердцу горо-
де на бывшей Ольгиевской улице в доме
номер 10 прошло мое отрочество и насту-
пила юность, здесь сложилось все, одно-
значно определившее цель моей жизни.
Весной 1921 г. я прочел «Из пушки на
луну», а затем «Вокруг Луны». Эти произ-
ведения Жюля Верна меня потрясли.
Во время их чтения захватывало дыхание,
сердце колотилось, я был как в угаре и был
счастлив. Стало ясно, что осуществлению
этих чудесных полетов я должен посвятить
всю свою жизнь без остатка.
Как достигнуть Луны и планет мне
было совершенно неясно. Я понимал, что
для того, чтобы приступить к осуществле-
нию этих полетов необходимы большие
знания, путь к которым лежит через школу
и высшее учебное заведение. А пока мне
многое недоступно, я могу изучать описа-
тельную астрономию, чтобы заранее
поближе ознакомиться с целью своих буду-
щих путешествий. Как увлекательнейшие
романы прочел я книги по астрономии
Фламмариона, Клейна и других замечатель-
ных авторов.
Каждый день, идя в школу, я видел
в начале Садовой улицы в доме № 4,
на крыше купол астрономической обсерва-
тории. Получить доступ к инструменту
этой обсерватории, начать посильную рабо-
ту астронома-наблюдателя стало моим го-
рячим желанием. Но как его осуществить,
когда вам едва-исполнилось четырнадцать
лет?
Наступила осень 1922 года. В те годы
я ходил в шинели и сапогах. Надев высо-
кую отцовскую папаху, чтобы казаться
больше ростом, я решился пойти вечером
на обсерваторию.
Это была 1-я Государственная народ-
ная астрономическая обсерватория Губсов-
партшколы. Меня встретили внимательно
и дружелюбно. Старший из присутствовав-
ших •— Владимир Александрович Мальцев
объяснил мне, что на обсерватории работы
В. Глушко (1920 г.)
Дом №10 на'Ольгиевской улице г. Одесса
1-я Государственная народная астрономическая
обсерватория в г. Одессе
460
ведутся членами организованного в 1917 г. одесского отделения Русско-
го Общества Любителей Мироведения (РОЛМ). Центр РОЛМа нахо-
дится в Ленинграде и при нем состоит Кружок молодых мироведов,
принимающий участие в научной работе общества. Если я привлеку'
к работе близких мне по возрасту товарищей, то Кружок молодых миро-
ведов может быть создан и в Одессе.
С тех пор не проходило вечера, чтобы я не был в обсерватории.
Изучение оборудования, звездного неба, чтение небольшой астрономи-
ческой библиотечки, добрые советы старших заполняли эти вечера
и в ясную погоду и в облачную. По одному приводил я товарищей пер-
вое время в основном из своей школы, выражавших желание работать
на обсерватории. А к концу 1922 года одесский Кружок молодых миро-
ведов под моим председательством развил активную деятельность и был
оформлен юридически. В 1923 году состоялось 20 собраний Кружка
с 18-ю докладами, а число членов достигло 120. В 1924 году было про-
ведено 28 собраний с 20-ю докладами и Кружок состоял из нескольких
секций, принимавших участие в наблюдательской и популяризаторской
работе одесского отделения РОЛМ на I-й и П-й народных астрономиче-
ских обсерваториях.
Никогда не забуду доброе, умное лицо В. А. Мальцева, завершав-
шего в то время свое математическое образование в университете. Уже
в первые недели пребывания в обсерватории я признался ему, что
решил посвятить себя межпланетным полетам. И тогда же впервые
услыхал от него о Циолковском, его ракетах и получил рекомендацию
начать с чтения научно-популярной книги Я. И. Перельмана «Межпла-
нетные путешествия». Так я получил правильный адрес, что позволило
мне с ранних лет узнать единственно верный путь к исполнению мечты
и заняться изучением классических трудов нашего гениального сооте-
чественника.
Талантливо, красочно и с блеском рассматривает Я. И. Перельман
различные предлагавшиеся способы полета в космическое пространство
и в итоге останавливается лишь на одном, в научном отношении безуп-
речном,— с помощью ракет Циолковского. В этом же труде Перельма-
на, выдержавшем, начиная с 1915 года, множество изданий, даны были
ссылки на основополагающие труды Циолковского: «Исследование
мировых пространств реактивными приборами», опубликованные
в журналах «Научное Обозрение» (май 1903 г.) и более подробно
в «Вестнике Воздухоплавания» (1911—1912 гг.) и дан адрес Циолков-
ского для выписки брошюры под тем же названием, изданной
в 1914 году в качестве дополнения.
Первый труд Циолковского я нашел в одесской публичной библио-
теке. Зимой 1922 года она не отапливалась. Сидя в читальном зале
в шинели, я переписывал посиневшими пальцами этот исторический
труд Циолковского в свои тетради.
В 1923 году, 26 сентября написал письмо К. Э. Циолковскому в Ка-
лугу, Коровинская, 61 с просьбой выслать его труды. Через короткий
срок (8 октября), к моей великой радости, получил ответное письмо
от Циолковского вместе с некоторыми изданиями его трудов.
Вскоре Циолковский сообщил, что впредь будет высылать мне все
издаваемые им труды. Так началась переписка с Циолковским, продол-
жавшаяся ряд лет.
Все письма Циолковского приходили в самодельных квадратных
конвертах небольшого формата, склеенных из белой бумаги. По прось-
бе Циолковского стоимость изданий, кстати сказать очень скромная,
оплачивалась почтовыми марками, которые я прикладывал к очередно-
му своему письму. Любопытно, что в оплату двух книг в заказном пись-
ме К. Э. Циолковскому 8 октября 1923 года мною было внесено
461
460 миллионов рублей, что соответствовало по курсу дня одному рублю
золотом. В то время самым мелким денежным знаком был миллион
рублей, отпечатанный на маленькой бумажке.
В течение зимы 1923—24 гт. я получил практически все интересо-
вавшие меня труды Циолковского, кроме классических 1903 и 1911—
12 гг., лишних экземпляров которых у него самого не было. Неизглади-
мое впечатление произвела его научно-фантастическая повесть «Вне
Земли», полностью изданная в 1920 году. Грустное посвящение автора
погибшему сыну не вязалось с оптимистическим изложением завоева-
ния и заселения космоса человеком.
Интересовавшие меня номера журнала «Вестник Воздухоплава-
ния» оказались в библиотеке члена одесского отделения РОЛМ Алек-
сандра Ивановича Стефановского, одного из организаторов 1-й народ-
ной астрономической обсерватории. Затрачивая на приобретение науч-
ных отечественных и зарубежных изданий немалые средства и строго
придерживаясь мудрого правила представлять эти издания в распоря-
жение друзей и знакомых только в пределах своего кабинета, Стефа-
новский собрал неплохую домашнюю библиотеку по вопросам авиации,
астрономии и мореплавания. Воспользовавшись любезностью Стефа-
новского, я многие вечера проводил у него, старательно переписывая
статью Циолковского, опубликованную в 1912 г.
Окончив мореходное училище, Стефановский стал штурманом даль-
него плавания. В 1921 году преподавал в Военно-морской школе,
а с 1922—23 гг. заведывал Военно-морским музеем.
Увидев как-то мои рисунки в красках, Стефановский попросил
нарисовать ему цветную карту Марса в меркаторской проекции
на большом листе ватмана, что я и сделал акварелью.
Летом 1923 года Стефановский предложил изготовить в мастер-
ских музея по моим чертежам экспериментальную ракету. Это была
первая в моей жизни реальная возможность практической деятельно-
сти в области ракетной техники. Я был очень обрадован предложением,
смущен его неожиданностью, поблагодарил и обещал подумать. Но
в итоге этих раздумий родился лишь наивный эскизный карандашный
рисунок корпуса ракеты в разрезе с примитивным двигателем и тормоз-
ным посадочным устройством.
В головном отсеке была нарисована лежащая собака как первый
пассажир. Я понял, что еще не готов для практической деятельности.
Ведь мне шел только пятнадцатый год. Стефановскому в это время
исполнилось 49 лет, а в 1942 году его не стало.
Еще сильнее, чем когда-либо ранее, я ощутил необходимость учить-
ся и в первую очередь физике, химии и механике, которые стали для-
меня самыми интересными предметами в школе. С увлечением участ-
вовал в практической работе в школьном физическом кабинете-
и в химической лаборатории. Читал литературу по этим предметам'
сверх школьной программы. На уроках по физике и политграмоте пре-
подаватели иногда предоставляли мне свое время для популярных док-
ладов по отдельным вопросам физики, астрономии и теории относитель-
ности. Математика интересовала меня как средство для решения конк-
ретных практических задач.
Изучение трудов Циолковского позволило мне понять, что цент-
ральными вопросами при разработке средств достижения космоса,,
в первую очередь, являются изыскание оптимального источника хими-
ческой энергии и овладение им в ракетном двигателе. Нет двигателя —
и любая самая совершенная конструкция корпуса ракеты со всей ее
начинкой — мертва. Поэтому первейшим этапом в моей практической
работе по ракетной технике мне представлялось изучение химии раз.-
личных взрывчатых веществ.
462
В. Глушко (1924 г.)
Изображение Венеры, составленное Н. П. Санюти-
ным в основном по наблюдениям В. П. Глушко
в 1924 г.
динамитные кубики,
Я стал изучать и по возможности соби-.
рать литературу по взрывчатым веществам,
а для лучшего освоения химии организовал
у себя дома химическую лабораторию. Сна-
чала, в 1923 году, она была устроена на
антресолях. Годом позже родители предо-
ставили мне для этих целей комнату.
На окраине Одессы в период граждан-
ской войны до установления Советской
власти были взорваны большие артилле-
рийские склады. Там, среди груды облом-
ков, смешанных с землею, сохранилось
немало снарядов, уцелевших от взрывов.
С компанией товарищей я не раз- ходил
туда. Мы разряжали эти снаряды, и я при-
носил домой взрыватели и тротил, в виде
порошка, так как его приходилось скрести
из снаряда. Однажды мать, придя с базара,
с удивлением обнаружила, что купленный
ею творог окрашен снаружи в яркий жел-
то-зеленый цвет и горек на вкус. Я быстро
сообразил, что напрасно воспользовался
для переноски тротила сумкой, пред-
назначенной для продуктов. Помню, как
я дома толок в ступке в белый порошок черные
а затем сжигал его. К счастью, этот период изучения химии и взрывча-
Карты Юпитера по наблюдениям В. П. Глушко в
1924 г.
463
тых веществ прошел для меня безнаказанно. Но один из группы това-
рищей, разряжавших снаряды, Коля, подорвался. Правда, к этому вре-
мени я уже не участвовал в таких экскурсиях.
Мне не хватало времени. Нужно было готовить школьные уроки,
руководить Кружком молодых мироведов, работать в обсерваториях,
в своей химической лаборатории и много читать. Пришлось оставить
занятия музыкой, которым я посвятил три года, сначала в Одесской
консерватории у профессора Г. А. Столярова, затем в Одесской музы-
кальной академии (1920—1922 гг.). Я поздно ложился, рано вставал.
Сожалея, что еще не изобретены питательные пилюли вместо обеда,
которые можно было бы сразу проглотить, я старался до предела сок-
ратить время, затрачиваемое на еду.
Счастлив тот, кто нашел свое призвание, способное поглотить все'
его помыслы и стремления, заполнить всю его жизнь чувством радости
творческого труда. Дважды счастлив тот, кто пашел свое призвание
еще в отроческие годы. Мне выпало это счастье. Жизненный путь,,
выбор решений на крутых поворотах, каждодневные поступки — все
подчиняется одной мысли: приблизит ли это к заветной цели или
отдалит?
Обсерватория на Садовой улице была построена князем Гагари-
ным и венчала его дом. Винтовая железная лестница вела из комнаты
второго этажа здания в башню под куполом. Па всемирной выставке
1900 года в Париже Гагарин купил для своей обсерватории рефрактор
фирмы Барду с диаметром объектива 162 мм со всем оборудованием.
В этой обсерватории и в II Государственной народной астрономиче-
ской обсерватории, размещавшейся в здании одной из городских школ
на Конной улице в доме № 46, протекала моя астрономическая деятель-
ность и популяризаторская работа по приему экскурсий. В башне II
обсерватории был установлен рефрактор Ройнфельдера и Гертеля
с 5-дюймовым объективом.
О наблюдении метеорного потока квадрантид, выполненном мною
с товарищем в ночь с 3 на 4 января 1924 года, когда мы наблюдали
до 400 метеоров и занесли на карты 94, была публикация в «Астроно-
мическом бюллетене» Бюро наблюдений РОЛМ (1924 г., № 6, стр. 23).
С начала января до конца мая 1924 года мною проводились наблюде-
ния Венеры с помощью светофильтров. Полученные при этом зарисовки
использованы Н. П. Санютиным при составлении изображения этой
таинственной планеты, опубликованного в журнале РОЛМ «Мироведс-
ние» (1925 г., № 1, стр. 81 и 1929 г., № 1, стр. 28). О моих зарисовках
Марса весной 1924 года во время великого противостояния этой плане-
ты упоминается в журнале «Мироведение» (1924 г., № 2, стр. 134—
135). В результате проведенных мною весной и летом 1924 года в пери-
од противостояния Юпитера систематических наблюдений с зарисовка-
ми этой планеты были составлены две карты Юпитера, опубликован-
ные в том же журнале «Мироведение» (1925 г., № 1, стр. 79). Принимал
участие в обработке наблюдений метеоров, проведенных в сентябре —
декабре 1924 года, для составления предварительного каталога радиан-
тов падающих звезд, о чем упоминалось в «Астрономическом бюллете-
не» Бюро научных наблюдений РОЛМ (1925 г., № 9, стр. 35—36). Неко-
торое время мною велись систематические наблюдения Солнца
и некоторых районов Луны. Техника зарисовки планет и районов Луны
не представляла для меня большого труда, так как некоторую склон-
ность к рисованию я проявил еще при занятиях в школе. Несомненно
пригодились частные уроки рисования, которые я брал у хорошего
художника — А. Н. Стилиануди в тот период школьных занятий.
За выполненные астрономические наблюдения я был избран
в 1925 г. членом-сотрудником РОЛМ, а в 1928 г. — действительным
членом этого общества.
464
Мне полюбилась наблюдательная астрономия. С благоговением
-я взирал в телескоп на небесные светила, на казавшиеся близкими раз-
ноцветные планеты, а Луна представлялась по-земному близкой, когда
наблюдения удавалось вести при большом увеличении. Я испытывал
настоящую радость, когда хорошее состояние атмосферы позволяло
производить качественные наблюдения. Всей душой, всеми помыслами
я стремился в эти таинственные просторы, к этим загадочным мирам.
Из ленинградского отделения РОЛМ к нам прибыл 12-дюймовый
рефлектор. Мы были обрадованы, обогатившись таким инструментом,
расширявшим возможности астрономических наблюдений. Но для его
установки потребовалось выстроить новую обсерваторию. Необходимых
для этого средств у нас не было. Строительные материалы и подводы
для их перевозки были бесплатно предоставлены учреждениями города,
а рабочей силой являлся актив одесского отделения РОЛМ
и Кружка молодых мироведов. Ранней весной 1924 года мы начали
работу с разборки полуразрушенных казарм, отведенных нам городски-
ми властями для добывания строительного камня. Из блоков белого
известняка сложены почти все дома Одессы. Мы с увлечением разбира-
ли стены, перевозили строительный камень в середину парка имени
Шевченко на место, отведенное для постройки обсерватории, й строили.
Обсерватория была построена, телескоп установлен, а работа на нем
начата.
• С 1922 года я вел активную работу по сбору материала для напи-
сания двух задуманных книг. Название первой из них — «История раз-
вития идеи межпланетных и межзвездных путешествий» — открывает ее
содержание. Начались поиски среди древнегреческой и римской литера-
туры, индусских риг-вед, китайских и японских легенд, произведений
средних веков и эпохи возрождения, а также и среди новейшей литера-
туры. Были прочитаны и «Жития святых», в которых вознесение людей
на небо было нередким сюжетом. Учитывались сочинения, не только
посвященные теме межпланетных полетов, но и такие, в которых эта
тема затрагивалась хотя бы вскользь в любой форме. Что можно было,
я доставал, покупал, обменивал. В течение последующих лет я собрал
коллекцию, в которой были и редкие экземпляры, а кроме того соста-
вил изрядную библиографию. Чтобы не возвращаться к этой теме, ска-
жу, что когда в 1928 году в свет вышел первый выпуск «Межпланетных
сообщений» Н. А. Рынина, я познакомился с автором, и у нас устано-
вились дружеские отношения. Убедившись в том, что Рынин задумал
то же издание, но обладает большими возможностями, я подарил ему
все свои материалы и те издания из моей коллекции, которых у него
не оказалось. В последнем девятом выпуске этого энциклопедического
издания, вышедшем в 1932 году, Рынин любезно пишет об этом.
Вторая задуманная мною книга именовалась «Необходимость меж-
планетных сообщений». В начале двадцатых годов мало кто принимал
всерьез разговоры о полетах человека в космос. Я задался целью убе-
дить широкие читательские круги этим научно-популярным трудом
не только в полезности, но и в неизбежной необходимости осуществле-
ния межпланетных полетов. Рукопись этой книги в первой редакции
была закончена мною в 1924 г., но издать ее оказалось делом трудным.
Ее читали председатель РОЛМ почетный академик Н. А. Морозов, обе-
щавший написать к ней предисловие, и Я. И. Перельман, у которых
я бывал.
В Ленинградском отделении архива АН СССР сохранилось письмо
Н. А. Морозова от 23 февраля 1927 г., адресованное Я. И. Перельману
в котором говорится: рукопись «мне очень поправилась. Вы ведь тоже
интересуетесь этими вопросами, и если найдете, что при современном
состоянии книжного рынка ее можно напечатать, то я с удовольствием
465
напишу к ней напутственную статейку странички в четыре». Я. И. Пе-
рельман тоже поддержал издание.
Название книги я изменил, она стала называться «Проблема экс-
плуатации планет». Наименование книги, формулирующее необходи-
мость межпланетных полетов, показалось Госиздату неприемлемым.
Рукопись дорабатывалась мною, долго пробыла в издательстве, .
но издана не была. Совершенно случайно эта рукопись сохранилась
до настоящего времени, и я прочел ее через 45 лет после написания.
Чувство, которое я при этом испытал, это чувство глубокой благодар-
ности к Госиздату за то, что он ее не издал. Много наивного, спорного,
ненужного, эмоционального.
Первая моя опубликованная в печати работа по тематике межпла-
нетных полетов увидела свет 18 мая 1924 года в воскресном номере
центральной одесской газеты «Известия одесского губкома КПБУ». Это
была статья под названием «Завоевание Землей Луны», навеянная
неверно разрекламированной зарубежной печатью подготовкой к поле-
ту ракеты Годдарда. Гонорара как раз хватило на покупку летнего
белого костюма. Это был первый мой заработок и первый • летний
костюм.
В 1924 году окончил среднюю школу. На выпускных экзаменах
был приятно удивлен, узнав, что освобожден от экзамена по физике.
Но для получения свидетельства об окончании я прошел почти полуго-
довую практику (до конца 1924 года), работая сначала слесарем, затем
токарем на одесском арматурном заводе «Электрометалл» им. Ленина.
Физика казалась мне той наукой, изучение которой больше всего
приблизило бы меня к цели. И еще мне казалось, что в центре научной
жизни страны, каким тогда являлся Ленинград, правильнее всего завер-
шать свое образование и начинать осуществление мечты. По ходатай-
ству одесского отделения РОЛМ, подписанному профессором Тимчен-
ко и профессором П. А. Талько-Гринцевичем, которому я ассистиро-
вал в физической лаборатории одесского университета, Наркомпрос
Украины выдал мне командировку в Ленинградский государственный
университет на физико-математический факультет. Заехав в Харьков
за командировкой, и в Москву, чтобы отметить ее в постпредстве
УССР, поздним летом 1925 года я прибыл в Ленинград.
Мир университета увлек меня, перенеся в новое поле деятельности,
приближавшее к заветному будущему, когда я мог бы посвятить себя
целиком работе над осуществлением мечты.
Замечателен был состав профессуры университета, поучавшей нас
уму-разуму. Достаточно назвать имена "О. Д. Хвольсона (физика),
П. И. Лукирского (электроника), Б. Н. Делоне и В. И. Смирнова
(математика), Д. И. Рождественского (оптика), В. К. Фредерикса
(электродинамика), В. А. Фока и А. И. Тудоровского (механика),
В. Р. Бурсиана (термодинамика) и А. С. Щукина (химия).
На первом курсе в 1925 году О. Д. Хвольсон читал нам свой юби-
лейный 50-ый курс лекций по физике. На торжественном вечере, устро-
енном в университете по этому случаю, на который был приглашен
и наш юбилейный курс, О. Д. Хвольсон в своем выступлении сказал,
что он и его отец читали в университете лекции в сумме около 105 лет.
Четырехлетний курс обучения был построен на системе лекций
(свободное посещение), семинаров и лабораторных занятий. Со второ-
го курса физико-математического факультета вводилась специализа-
ция по отделениям. Мною было выбрано физическое отделение, ближе
всего отвечавшее моим интересам.
В эти студенческие годы бывал у Н. А. Морозова и Я. И Перель-
мана в связи с моей ранней юношеской рукописью посвященной
466
доказательству необходимости и неизбежности межпланетных полетов.
Целью этого труда было сломать лед недоверия, веселый или едкий
скептицизм, с которыми обычно приходилось сталкиваться, когда
заходила речь о полетах в космос.
Небольшого роста, в особенности рядом со своей статной, дород-
ной женой, с юношеской фигурой и румянцем на щеках, жизнерадост-
ный Н. А. Морозов поражал своей энергией и подвижностью. Как-то
раз, когда выйдя из его квартиры мы спускались по лестнице к выходу,
он легко и быстро сбежал по последним ступеням, чтобы опередить
меня и любезно открыть дверь. Это после почти 30 лет заключения
в царских тюрьмах, в возрасте 73 лет. Осужденный к пожизненному
заключению, он четверть века провел сначала в печальной памяти
Алексеевском равелине Петропавловской крепости, затем в Шлиссель-
бургской крепости. Прославленный революционер, ученый и поэт вну-
шал к себе глубокое уважение тем, что сумел пройти свой тернистый
путь, оставаясь всегда верным себе, своим идеалам и творчески трудясь
все это время.
Дорога мне память и о Перельмане. В его уютной квартире, бога-
той книгами, царил порядок. Стоявшие на письменном столе ящики
с картотекой позволяли ему быстро получить интересовавшую его
справку. Такой же порядок, четкость и ясность характерны для всех
его произведений. Добрые, полезные советы унес я от Я. И. Перель-
мана.
Своим прекрасно написанным первым в нашей стране научно-по-
пулярным трудом по космонавтике «Межпланетные путешествия»,
выдержавшим 10 изданий за 20 лет (1915—1935 гг.), рядом других книг,
многочисленных статей и лекций по этой теме, которые он читал
с 1913 г., Я- И. Перельман внес наибольший вклад в распространение
идеи космических полетов в Советском Союзе. Благодаря его активной
популяризаторской деятельности труды К. • Э. Циолковского стали
широко известны.
Надо ли пояснять, что Я. И. Перельман был горячим сторонником
идеи проникновения человека в космос. Он понимал, что осуществление
космического полета требует затраты значительных средств, и в двад-
цатые годы предлагал способ приобретения для этого миллиона руб-
лей. Достаточно, заявил Я. И. Перельман, увеличить продажную стои-
мость пачки папирос на одну копейку, что покупатель практически
не почувствует, чтобы через короткий срок получить требуемую сумму.
В Ленинграде, в двадцатые годы, с огромным интересом и пользой
прочел в подлинниках труды по ракетно-космической технике Р. Год-
дарда, Г. Оберта, В. Гоманна.
Объем знаний по основным предметам, полученный нами на пер-
вых двух курсах университета, составил надежный фундамент для пос-
ледующего изучения не только обязательных дисциплин. С большим
интересом я посещал читавшиеся на отделении математики курсы аэро-
и гидродинамики А. А. Саткевича и небесной механики, который тогда
читал директор Пулковской обсерватории А. А. Иванов.
Однако последующая специализация физиков на старших курсах
на электриков и оптиков, а также сугубо теоретические курсы лекций,
предусмотренные учебным планом для этих специальностей, уводили
меня от цели.
Я вынашивал идеи теоретических и экспериментальных исследова-
ний, которые должны были завершиться разработкой реальных конст-
рукций. Мною ощущались пробелы в знаниях по техническим дисцип-
линам. На третьем курсе у меня возникла мысль о целесообразности
перевода в политехнический институт, и в конце курса, одновременно
со сдачей экзаменов, я подал об этом заявление в Ленинградский поли-
467
технический институт. Но я не поинтересовался даже ответом на это
заявление, так как весной 1928 года увлекся идеей создания высокоэф-
фективного ракетного двигателя.
Работы Циолковского, Годдарда, Оберта и других ученых, разраба-
тывавших проблему полета в космос, предусматривали использование
химических источников энергии для движения ракет. Но природой
положен предел возможностям этого источника энергии, определяемый
максимальным количеством тепла, выделяющегося при химической
реакции взаимодействия компонентов топлива. В итоге скорость истече-
ния газов из сопла ракетного двигателя, являющаяся основным, хотя
и не единственным, показателем эффективности ракетного двигателя,
не превышает 3—5 километров в секунду.
Исходя из достижимости этих значений скоростей истечения газов
и производились расчеты возможностей проникновения человека
в космос.
Скорость истечения газов из сопла ракетного двигателя является
определяющим параметром в характеристике ракет, от нее зависит
«лицо» и возможности ракеты. При этом имеется в виду, что достиже-
ние потребного значения скорости истечения газов не сопровождается
неоправданным ухудшением другой характеристики эффективности
ракеты, именно, ее относительного веса.
Еще в 1903 году Циолковский блестяще показал, что скорость, при-
обретаемая ракетой, прямо пропорциональна скорости истечения
газов из сопла двигателя, что стартовый вес ракет катастрофически
быстро растет с увеличением скорости полета ракет при неизменной
скорости истечения газов.
Поиск пути достижения скоростей истечения газов существенно
превышающих те, что нам может предоставить химия, представлялся
оправданным. В химических реакциях количество выделяющейся теп-
ловой энергии связано с количеством реагирующего вещества и прямо
пропорционально ему. Возникла мысль о целесообразности разделения
источника энергии от рабочего тела, воспринимающего эту энергию
и совершающего работу. Тогда, подводя к одному и тому же количест-
ву рабочего тела различное количество энергии, можно получать раз-
личную теплопроизводительность, а следовательно и желаемую ско-
рость истечения. Для этого источником энергии должны являться
энергетически более эффективные процессы, чем химические.
Атомные источники энергии в то время не были известны и мною
была выбрана электрическая энергия, а в качестве рабочего тела —
твердые и жидкие проводники тока. Разряжая электрическую энергию
через потребное количество проводника, в результате тепловых взрывов
можем получить скорости истечения газообразных продуктов взрыва
во много раз большие, чем при лучших химических топливах. Это было
заманчиво.
Выполненные расчеты показали возможность достижения скоро-
стей истечения, недоступных для химических источников энергии, имен-
но, на порядок больших.
Проблеме энергопитания была посвящена вторая часть работы.
По проекту ракета сферической формы была окружена круглым тон-
чайшим дискообразным полем, образованным термоэлементами, выра-
батывающими электрическую энергию под действием солнечного излу-
чения при заатмосферном полете.
Были подобраны наиболее эффективные по тому времени термо-
пары, рассчитана оптимальная система их коммутации для обеспечения
наибольшей отдачи энергии.
Взлет такого гелиоракетоплана с Земли не мог быть обеспечен
в связи с отсутствием и в то, и в настоящее время практически пригод-
468
Н. Я. Ильин (1901—1937 гг.).
Академик М. В. Шулейкин (1884—1939)
ных для этого средств питания энер-
гией с борта или извне. Но там, за пре-
делами атмосферы, в космосе, это была
обещающая машина. Ну, а вылет за
атмосферу мог быть выполнен по Циол-
ковскому, с помощью 'ЖРД.
Я увлеченно разрабатывал эту тему,
положенную мною в основу дипломного
проекта, и в начале 1929 года на машин-
ке была отпечатана работа, состоявшая
из трех частей. Часть третья, посвящен-
ная электрическому ракетному двигате-
лю (ЭРД), по доброму совету товарища
(А. Л. Малого) была сдана мною в отдел
при Комитете по делам изобретательства
18 апреля 1929 г. Эта работа датирована
10 апреля 1929 г.
Все произошло удивительно быстро.
В начале мая меня вызвал уполномочен-
ный комитета в Ленинграде Н. Я. Ильин.
Высокий, стройный, внимательный к опе-
каемым им организациям и лицам,
Ильин немало сделал для успешного
развития проводившихся в Ленинграде
работ. Встреча состоялась в его каби-
нете.
Ильин сообщил, что мое предложение
рассмотрено в Ленинграде и Москве,
и по нему дано положительное заключен
нйе. Более того, принято решение немед-
ленно начать экспериментальные работы
Н. И. Тихомиров (1870—4930).
Основатель Газодинамической
Электрофизический институт в Ленинграде
лаборатории (1921)
469
по реализации моего предложения. Он рекомендовал создать группу
под моим руководством, которая организационно должна быть подчи-
нена работавшей в Ленинграде Газодинамической лаборатории.
Начальником этой лаборатории (сокращенно ГДЛ) был Н. И. Тихо-
миров.
После этой беседы, в результате консультации у академика
А. Ф. Иоффе, у которого Н. Я. Ильин был вместе со мной, необходимая
для работы лаборатория (помещение, оборудование, импульсная уста-
новка и приборы) были предоставлены в только что выстроенном кор-
пусе «Лаборатории миллион вольт» в Лесном, рядом с главным корпу-
сом Физико-технического института А. Ф. Иоффе. Директором этой
лаборатории был А. А. Чернышев.
В первой половине мая организационные вопросы были решены,
я и мой первый сотрудник А. Л. Малый были зачислены в штат ГДЛ
и с 15 мая 1929 года начали работать и получать зарплату.-В конце
июля того же года был выпущен первый отчет о проведенных экспери-
ментальных исследованиях и далее с интервалами иногда меньше меся-
ца выпускался очередной отчет. От меня их никто не требовал, вернее
не успевал требовать. Но я завел систему частых отчетов с выводами
в конце каждого из них по проделанной работе, так как это помогало
мне самому эффективнее и более четко вести работу.
Вскоре к нам был переведен инженер В. И. Серов. Мы все
дружно работали с огромным увлечением, привлекая, когда это
было необходимо для выполнения отдельных заданий, различных
специалистов.
Потом я узнал, что заключение на мое предложение дали —
в Москве проф. М. В. Шулейкин, а в Ленинграде — инж. Н. И. Тихо-
миров.
Заключение Тихомирова впоследствии я читал. Он прове-
рил мои расчеты, подтвердил их своими и закончил фразой
о «повелительной необходимости безотлагательно приступить к опыт-
ным работам».
Через несколько месяцев, будучи в Ленинграде, М. В. Шулейкин
встретился со мной и интересовался ходом работ. Мы ехали в откры-
том фиате Ильина с фирменным образом Мадонны и меня удивило, что
М. В. Шулейкин, садясь и выходя из машины, не утруждал себя откры-
ванием дверцы. Он просто переступал своими длинными ногами в сапо-
гах через борта машины, как через низкий забор. Шулейкин был круп-
ным ученым (вскоре стал академиком). Но шофер Ильина с этим
не считался и возмущался тем, как он выходил из машины.
Н. И. Тихомиров внес значительный вклад в развитие отечественно-
го порохового ракетостроения. В созданной в 1921 году его усилиями
Газодинамической лаборатории были разработаны ракетные снаряды
на бездымном длительногорящем порохе, различных калибров и назна-
чения для стрельбы с земли и воздуха, предъявленные на вооружение
РККА еще до конца 1933 г.
Плодом его проницательности является создание в 1929 году
в ГДЛ подразделения по разработке под моим руководством ЭРД и
ЖРД. Его эрудиция, личное обаяние и организаторские способности
внушали к нему глубокое уважение.
Много сделал Н. Я. Ильин для развития работ в ГДЛ, а после кон-
чины Н. И. Тихомирова некоторое время был ее начальником. Основ-
ной сферой его деятельности была опека ленинградских организаций,
работавших над реализацией изобретений. У Н. Я- Ильина можно
было встретить изобретателей самого неожиданного профиля.
Один из них в моем присутствии демонстрировал резиновые лошади-
470
Газодинамическая лаборатория (ГДЛ) в Ленинграде. У здания — В. П. Глушко
У входа в здание Газодинамической лаборатории. В. П. Глушко
« Е. Н. Кузьмин
47 b
ные галоши, конечно, не для защиты парнокопытных от насморка, а для
обеспечения бесшумного приближения кавалерии к неприятелю. Дру-
гой предлагал лучи смерти, которые в то время были в моде.
По моей просьбе Н. Я. Ильин познакомился с Н. А. Рыниным
и содействовал изданию его замечательной 3-томной работы в 9 выпус-
ках энциклопедии «Межпланетные сообщения».
В 1929 году акцент в работе был сделан мною на эксперименталь-
ные исследования, связанные с созданием ЭРД, но при этом велись раз-
работки измерительной аппаратуры, необходимой для испытания ЖРД.
Выполненные в 1929—1930 гг. работы экспериментально подтвер-
дили принципиальную работоспособность импульсного термического
электрического ракетного двигателя, работавшего на металлических
проволочках, или впрыскиваемых струйными форсунками электропро-
водных жидкостях (ртуть или водные растворы солей). Сначала отра-
батывался рабочий процесс в открытом пространстве, а впослед
ствии — в камере с соплом. Осуществлялись режимы работы ЭРД как
единичными импульсами, так и длительными циклами, измерявшимися
десятками секунд. Непрерывная подача металлических проволочек
с катушек, осуществлявшаяся специальным механизмом, либо непре-
рывная подача электропроводной жидкости из бачка под давлением,
обеспечивали длительную работу установки. Были сделаны многие сот-
ни фотоснимков, в основном через различные светофильтры *, электро-
взрывов различной мощности таких электропроводных материалов, как
углерод, алюминий, железо, никель, медь, молибден, серебро, воль-
фрам, ртуть и свинец. Изучалась структура газов электровзрывов, их
термическое и механическое воздействие на стенки. Диаметр металли-
ческих проволочек, подвергавшихся электровзрыву, составлял от деся-
тых долей миллиметра до тысячных (волластоновы нити).
Высокая температура электровзрывов побудила рассмотреть воп-
рос об их использовании для создания прожекторов исключительной
светосилы, а механическое воздействие свидетельствовало о принципи-
альной возможности их использования в качестве мощного взрывчатого
вещества. При электровзрывах в сосудах, залитых водой, наблюдались
различные эффекты: алюминиевые сосуды растягивались, а хрупкие
(стеклянные, фарфоровые) разлетались осколками. Приезжавшему
начальству демонстрировались эффекты одиночных и непрерывных
электровзрывов. Показ завершался разрушением залитого водой
толстостенного (несколько десятков мм) фарфорового барабана диа-
метром около полуметра путем одиночного электровзрыва погруженной
в воду металлической волосяной проволочки длиной около двух санти-
метров.
Проведенные исследования, а также консультации с работниками
Физико-технического института А. Ф. Иоффе подтвердили, что нет
реальных возможностей обеспечить электроэнергией питание ЭРД для
вылета за атмосферу, ни при питании с земли, ни с борта.
Конденсаторы А. Ф. Иоффе огромной емкости при незначительном
весе, о которых в то время немало писали в печати, оказались идеей,
реализацию которой никак нельзя было связывать со сроками.
Вскоре стало ясно, что при всей своей перспективности работы
по созданию ЭРД являются лишь следующим этапом освоения космо-
са, а чтобы выйти в космос, необходимо преодолеть первый этап, ука-
занный Циолковским. Поэтому с начала 1930 г. основное внимание
было посвящено разработке ЖРД. Хотя работы по ЭРД остава-
* Набор светофильтров был получен мною в Ленинградском Государственном
оптическом институте в ноябре 1929 г/
472
лись в' плане ГДЛ, с весны 1930 г. эти ра-
боты временно были прекращены, но с ок-
тября 1932 г. начаты вновь. В начале
1933 г. в одной из шести комнат помещения
в Петропавловской крепости, занятого ру-
ководимым <мною 2-м отделом ГДЛ, была
собрана более мощная импульсная уста-
новка л на ней проведена серия испытаний
ЭРД, в камере с соплом которого произво-
дились. электровзрывы проводников. Рабо-
тал на установке. талантливый инженер
В. С. Соколов.
По времени эти исследования ЭРД
-совпали с разгаром работ по ЖРД, с довод-
кой образцов для предъявления к первым
официальным сдаточным стендовым испы-
таниям.
В итоге вскоре работы по ЭРД вновь
были временно отложены, и вернулся я
к ним через много лет, когда приблизи-
лось их время, и то не надолго.
В 1930 г. лаборатория Физико-техниче-
ского института, в которой мы проводили
работы, : выделилась в самостоятельный
Электрофизический институт, а наша груп-
па -весной этого же года перебазировалась
в помещение Газодинамической лабора-
тории.
: Одноэтажное добротное кирпичное
здание с большими окнами и помещениями
было разделено на две части. С одного
торца здания был вход в ГДЛ, а с друго-
го—в Химическую лабораторию. Это со-
седство оказалось очень полезным,
так как позволяло мне оперативно прово-
дить необходимые химические и коррози-
онные исследования.
Здание было окружено соснами и бере-
зами. Вблизи находилось другое здание с
механическими мастерскими лаборатории.
ГДЛ пользовалась услугами ряда служб
и лабораторий.
* В здании ГДЛ помещались общий ра-
бочий кабинет и сборочно-снаряжательная
мастерская. На расстоянии нескольких де-
сятков метров от здания на открытом месте
находился обвалованный стенд, который
В. С. Соколов за пультом управления ЭРД (1933 г.)
В. А. Артемьев (1886—1962). Конструктор порохо-
вых вспомогательных ракет
Г. Э. Лангемак (1898—1938). Конструктор поро-
ховых ракетных снарядов
16 1208
473
называли траверсом. Путем дооборудо-
вания этот стенд был приспособлен для
проведения огневых испытаний жидкост-
ных ракетных двигателей.
В здании ГДЛ в это время помеща-
лись два подразделения. Первое разра-
батывало реактивные снаряды на без-
дымном порохе; Начальником его был
Г. Э. Лангемак. Второе подразделение,
разрабатывавшее ракеты с ЭРД и ЖРД»-
подчинено было мне.
В целом ГДЛ в 1930 г. состояла ив
двух опытно-конструкторских подразде-
лений со стендами и механической мас-
терской, из пороховой мастерской
в Гребном порту на Васильевском
острове в Ленинграде, где изготовля-
лись шашки бездымного пороха, из
управления -ГДЛ, расположенного на
ул. Халтурина, д. 19 в Ленинграде,
и других подразделений.
Познакомился я с В. А. Артемье-
вым —'старейшим сотрудником ГДЛ
(с 1921 г.), первым помощником
Н. И. Тихомирова, разработавшим
множество ракет вспомогательного
назначения: сигнальные, осветительные,
трассирующие и другие. По окончании
Артиллерийской академии с 1928 г. в
ГДЛ начал работать Г. Э. Лангемак, а с
1929 г. — Б. С. Петропавловский — та-
лантливые конструкторы, основные авто-
ры ракетных снарядов гвардейских ми-
нометов, прославленных в последнюю
мировую войну «Катюш». Ими же в
1930—33 гг. были разработаны Старто-
вые ракетные двигатели на бездымном
порохе, с успехом использованные на
тяжелых самолетах (ТБ-1, ТБ-3). Это
были командиры с боевым прошлым, чу-
десные товарищи, и общение с ними, ис-
пользование их опыта во многом способ-
ствовали успеху в работе.
Переезд позволил приступить к под-
готовке и проведению широких экспери-
ментов по созданию ЖРД, работа над
которыми с 1930 года стала основной
частью нашей программы.
Б. С. Петропавловский (1896—1933). Коиструктор
пороховых ракет
Управление Газодинамической лаборатории. Улица
Халтурина, 19, Ленинград
В. П. Глушко (1931 г.)
474
В течение 1930 года были подобраны окислители и горючие для
ЖРД, выполнены расчеты, разрабатывались схемы и конструкции
ЖРД «а азотной кислоте с толуолом и азотном тетроксиде с толуолом
в качестве топлив, разрабатывались системы подачи топлива, изготав-
ливались в производстве ЖРД и установки для их испытания,
а отдельные элементы конструкции ЖРД отрабатывались на ракетных
двигателях, работавших на шашечном тротил-пироксилиновом порохе,
например, оптимальная форма сопла (экспоненциальная),керамические
покрытия камер сгорания, подача топлива в камеру сгорания с по-
мощью отбираемых из камеры продуктов сгорания.
Первой отечественной разработкой ЖРД является ОРМ-1,
т. е. опытный ракетный мотор — один. В этом двигателе предусматри-
валась раздельная подача жидких окислителя (четырехокиси азота)
и горючего (толуола) для кратковременных пусков. Чертежи ОРМ-1
были разработаны и пущены в производство в 1930 г. К концу этого
года материальная часть была готова лишь частично. Двигатель изго-
тавливался в мастерских рабочими ГДЛ.
Следовало бы описать как на полигоне в механической мастерской
ГДЛ я стоял у токарного станка и как зачарованный смотрел на рож-
дение из-под резца опытного токаря И. М. Медведева первого образца
ОРМ.
Начало претворения много лет вынашиваемой мечты в металл
казалось символичным и произвело на меня неизгладимое впечатление.
В апреле 1931 г. с письмом Н. Я. Ильина я повез президенту Глав-
ной палаты мер и весов СССР профессору М. А. Шателену стальные
и медные детали ОРМ-1 для золочения, служившего антикоррозионной
защитой.
В связи с относительной сложностью двигателя (плакированная
красной медью шестифорсуночная камера с арматурой, состоявшая
из 93 деталей) изготовление его было завершено в 1931 г. До истечения
этою времени в 1931 году был разработан, изготовлен и испытан дру-
гой экспериментальный ЖРД под шифром ОРМ (без номера), отличав-
шийся простотой, предназначенный для кратковременной работы
на унитарном жидком топливе (растворах горючего в четырехокиси
азота).
В зависимости от давления в камере и количества сжигаемого
топлива длительность непрерывной работы ОРМ составляла от долей
секунды до нескольких десятков секунд.
Таким образом, ОРМ был первым отечественным ЖРД, прошед-
шим стендовые огневые испытания. Результаты этих испытаний позво-
лили однозначно выбрать схему раздельной подачи компонентов топли-
ва как оптимальную.
Первое испытание ОРМ оказалось памятным и поучительным.
Летом 1931 года камера сгорания с соплом была установлена на стен-
де и заправлена стехиометрическим раствором бензина в четырехокиси
азота. После подключения электроцепи зажигания к двигателю
я укрылся за бруствером стенда, но оставил камеру в поле прямого зре-
ния для наблюдения за ее работой.
По моей команде механик С. К. Четвериков, находившийся в за-
крытой защищенной кабине стенда, включил рубильник цепи зажига-
ния, но оно не произошло. Тогда я прошел в эту кабину и включил
рубильник сам. В тот же момент произошел сильный взрыв, за кото-
рым через несколько секунд послышался шум дождя осколков, обру-
шившихся на стенд.
Выводы были сделаны, и при всех последующих испытаниях экс-
периментальных двигателей наблюдения производились с помощью
16*
475
зеркал из полного укрытия, впоследствии через бронестекла, а еще-
позже — по телевизору.
Вскоре я узнал, что в то же время, т. е. в октябре 1931 г., Эяо-
Пельтри во время взрыва при разработке ЖРД лишился четырех паль-
цев, а годом раньше М. Валье заплатил за это жизнью.
Испытания ОРМ. подсказали целесообразность запуска двигателя
ОРМ-1 на кислородном топливе как более безопасного, с учетом слож-
ной конструкции ОРМ-1. При запуске на этом криогенном окислителе
первые его порции поступают в камеру в испаренном виде, быстрее
и равномернее заполняют объем камеры сгорания при уменьшенном
массовом расходе. Поэтому испытание ОРМ-1 было проведено на кис-
лородно-бензиновом топливе.
Всего в 1931 г. проведено 47 стендовых огневых испытаний первых
экспериментальных ЖРД. В 1 квартале 1932 г. выполнено 9 огневых
испытаний ЖРД при кратковременном давлении в камере сгорания
до 64 атм и продолжительности до 30 с (до опорожнения баков), при
которой камера сгорания разрушалась, вследствие недостаточного
охлаждения.
В течение 1932 г. проведено 53 огневых испытания ЖРД.
из которых 22 пуска на азотном тетроксиде и азотной кислоте и 31 пуск
на жидком кислороде в качестве окислителя; горючим служили бензин,
растворы бензола в бензине и др.
Подбору оптимальных жидких окислителей и горючих для ракет-
ных двигателей мною уделялось особое внимание. Естественно, что раз-
работке жидкостных ракетных двигателей должен был предшествовать
выбор оптимальных источников химической энергии. Систематический
критический анализ различных химических соединений, первоначально
проведенный в 1930 г., позволил остановиться на ряде комбинаций,
которым в дальнейшем уделялось основное внимание.
Минимальные требования эксплуатационных удобств указывали
на предпочтительность высококипящих компонентов топлива. В особен-
ности это было важно при использовании ракетной техники.
Поэтому, несмотря на проведение исследований и испытаний крио-
генных топлив, предпочтение нами отдавалось таким физически стабиль-
ным долгохранимым, с высокой плотностью топливам, как азотная
кислота, азотный тетроксид и их растворы в сочетании с керосином.
Тетранитрометан и перекись водорода были менее доступны, хотя прив-
лекали внимание. Применение жидкого кислорода представлялось
оправданным лишь в будущем в частных случаях, когда энергетический
выигрыш и условия эксплуатации делали это разумным. Явно отрица-
тельно относились к использованию жидкого водорода как горючего.
Помимо низкой температуры кипения, делавшей обращение с ним край-
не затруднительным и опасным, трудности его сколь-нибудь длительно-
го хранения, решающим фактором, существенно обесценивающим жид-
кий водород как горючее для ракетных двигателей, является его необы-
чайно низкая плотность, в И—12 раз меньшая, чем у керосина. Все это
приводит к существенному увеличению габарита и массы конструкции
ракеты.
Вопрос рационального выбора компонентов топлива и их сочета-
ний постоянно находился в поле зрения, и ему уделялось внимание
на всем протяжении нашей деятельности.
В начале 1931 г. возникла мысль избавиться от зажигательных уст-
ройств и тем упростить двигатель, сделать его более надежным, путем
использования горючего, самовоспламеняющегося при соприкосновении
с окислителем в обычных условиях. Это должно было способствовать
также более полному сгоранию топлива. С этой целью было решено
476
использовать в ОРМ-3 топливо, состоя-
щее из азотного тетроксида и толуола с
примесью боранов. В апреле 1931 г. я
посетил директора Ленинградского тех-
нологического института с письмом
Н. Я. Ильина, в котором излагалась
просьба о срочном проведении исследо-
ваний свойств боранов.
В хорошо оборудованной химиче-
ской лаборатории мною приготовля-
лись различные компоненты жидкого
топлива и изучались их свойства. Когда
возникла потребность в относительно
больших количествах четырехокиси азо-
та для начала огневых испытаний ЖРД,
мною в 1931—1932 гг. было создано и
эксплуатировалось небольшое опытное
производство этого окислителя, разме-
щенное в отдельном строении, рядом с
корпусом ГДЛ. Производительность ус-
тановки — 10 кг окислителя в сутки при
двухсменной работе.
Непрерывно возраставшая потреб-
ность в окислителе и нехватка четырех-
окиси азота вынудили перейти на высо-
коконцентрированную азотную кислоту,
которая производилась на химическом
заводе. Доставка кислоты с завода
в ГДЛ первое время производилась
в стеклянных бутылях, помещенных
в плетенные корзины, на лошадиной
подводе. Жидкие воздух и кислород
я привозил в легковой машине с завода.
Широко использовались специфиче-
ские возможности полигона в части ла-
бораторий, измерительной техники и ме-
таллических заготовок. Для изготовле-
ния камер сгорания, а также стендовых
баков для окислителя и горючего, в ка-
честве заготовок использовались 3-, 6- и
12-дюймовые снаряды. Бак для жидкого
кислорода был изготовлен из обточенно-
го 12-дюймового снаряда, вставленного
в перевернутом виде в его же латунную
гильзу и герметически запаянного. Зазор
между ними заполнялся углекислым га-
зом, а снаряд покрывался снаружи сло-
ем активированного угля, удерживаемого
А. Л. Малый (1907—1961), техник-эксперимента-
тор
Е. С. Петров. (1900—1942), техник-конструктор
Е. Н. Кузьмин, техник-экспериментатор
477
латунными сетками. В результате, на вре-
мя заполнения бака жидким кислородом
автоматически устанавливался вакуум для
теплоизоляции.
С 1930 г. рабочие чертежи по моим рас-
четам и образмеренным рабочим компот
новкам выпускались техником-конструкто-
ром Е. С. Петровым, в дальнейшем
Н. М. Мухиным, В. А. Тимофеевым и дру-
гими. С 1932 г. подразделение пополнилось
техником-механиком Е. Н. Кузьминым,
совместно с которым я проводил испыта-
ния двигателей, инженерами И. И. Кулаги-
ным (® ГДЛ работал с 1927 г.). П. И. Ми-
наевым, Б. А. Куткиным, В. П. Юковым,
Н. Г. Чернышевым и другими энтузиаста-,
ми ракетной техники, внесшими свой вклад
в общую дружную работу. А. Г. Прокудин
был начальником мастерских ГДЛ в Пет-
ропавловской крепости, изготовлявших
ЭРД и ЖРД.
Весной 1930 г. А. Л. Малый перестал
работать в ГДЛ и вскоре перешел на Пу-
тиловский завод. По его рекомендации в
1932 году я работал консультантом в Отде-
ле лабораторий Путиловского завода. В на-
чале тридцатых годов по рекомендации
Г. Э. Лаигемака как сотрудник ГДЛ, я ра-
ботал по экспертизе заявок в области ра-
кетной техники, поступавших в Комитет по
делам изобретений.
Мои встречи с Н. А. Рыниным проис-
ходили в домашней обстановке и были вза-
имно полезны. Его библиотека была бога-
та отечественными и зарубежными издани-
ями, содержавшими информацию по ракет-
ной космической тематике и непрерывно
пополнялась. Стены кабинета украшали
его дипломы воздухоплавателя и пилота, а
также фотографии многих известных дея-
телей ракетной техники, с которыми он вел
обширную корреспонденцию. К концу ра-
боты над своей энциклопедией Н. А. Ры-
нин накопил много нового материала и го-
товил его для второго издания этой энцик-
лопедии. Война и смерть Н. А. Рынина в
эвакуации помешали выполнению этого за-
мысла.
В связи с расширением работ отдел по
ракетам с ЖРД и ЭРД ГДЛ в 1932—
И. И. Кулагин, инженер-механик
Н. Г. Чернышев (1906—1953), инженер-химик
П. И. Минаев, инженер-механик
478
1933 гг. перебазировался в город Ленин-
град. Нам были предоставлены помещения
в центральной части здания Главного адми-
ралтейства и Иоанновский равелин Петро-
павловской крепости. В сотне метров от
усыпальницы, царей в Петропавловском со-
боре раздавался гром работающих ракет-
ных двигателей.
Для ознакомления с работами ГДЛ по
ЖРД к нам приезжали в 1932 г. из ЦИАМ
ст. инженер Н. И. Ворогушин, из ЦАГИ
проф. В. П. Ветчинкин, из Военно-воздуш-
ной академии имени Н. Е. Жуковского
проф. Б. С. Стечкин, из ГИРД его началь-
ник С. П. Королев, заместитель начальни-
ка Е. С. Параев и другие сотрудники. В ян-
варе 1933 г. ГДЛ вновь посетил С. П. Ко-
ролев. Его сопровождали Ф. А. Цандер,
М. К. Тихонравов, Е. С. Параев, Ю. А. По-
бедоносцев и другие. В 1932—1933 гг. неод-
нократно нас посещал М. Н. Тухачевский.
При этих 'посещениях, как правило, прово-
дились демонстрации работающих двига-
телей.
При разработке ЖРД нельзя было опе-
реться на чей-либо опыт, так как либо его
не было, либо он не был известен. В 1932—
1933 гг. в ГДЛ работал А. Б. Шершевский,
опубликовавший в Германии в 1926—
1928 гг. статьи и книгу по ракетной техни-
ке. В 1929—1930 гг. он сотрудничал в груп-
пе Г. Оберта, работавшей над созданием
ракеты на жидком топливе. Неуправляе-
мая ракета была построена, но создать
двигатель в намеченные оптимистически
короткие сроки, естественно, не удалось.
Отсутствие средств вынудило Г. Оберта
прекратить эти работы в 1930 г. и группа
распалась. При этом не были найдены ре-
шения ни приемлемой системы смесеобра-
зования, ни охлаждения, ни зажигания в
двигателе. Поэтому полученная информа-
ция об экспериментальных работах Г. Обер-
та не могла быть использована.
О содержании работ Р. Годдарда с
жидкостными ракетами некоторые подроб-
ности стали известны лишь после его смер-
ти (1945 г.). При этом оказалось, что хотя
Р. Годдард начал стендовые испытания
Б. А. Куткин, инженер-механик
В. С. Соколов, инженер-механик
А. Г. Прокудин, техник-механик
(1897—1976)
479
Конструкторское бюро по ракетам с ЭРД
и ЖРД в здании Главного адмиралтейства
в Ленинграде в 1932—1933 гг. (справа от
арки во 2 этаже; первое окно — кабинет
В. П. Глушко)
ЖРД в 1921 г., при первом испыта-
нии ракеты в 1926 г. тяга двигате-
ля измерялась несколькими кило-
граммами, и полет длился 2,5 се-
кунды. Только недавно стало из-
вестно, что когда ЖРД ГДЛ на-
дежно заработали в 1933 г., то по
тяге, удельному импульсу и ресур-
су они превосходили двигатели
Р. Годдарда, разработанные не
только к этому времени,, но и до
конца тридцатых годов, а по удель-
ному импульсу и ресурсу—-все пос-
ледующие его разработки. Инте-
ресно совпадение: во время войны
в 1941—1945 гг. Р. Годдард, как и
ГДЛ—ОКБ, разрабатывал : само-
летные вспомогательные ЖРД с
многократным: пуском...........
К концу 1933 г. нам удалось
преодолеть основные трудности,
связанные с обеспечением надежной работы двигателей. В этом году
официальные стендовые испытания прошли двигатели ОРМ-50 и ОРМ-
52 тягой 150 и 300 кг соответственно, с химическим зажиганием азотно-
кислотно-керосинового топлива. Эксплуатационные удобства и доступ-
ность азотнокислотных окислителей заставили отдать им предпочтение
по сравнению с криогенными окислителями. Давление в камере сгора-
ния двигателей составляло 20—25 ата. Последующее испытание ОРМ-
52 дало удельный импульс 210 с.
Вход в Газодинамическую лабораторию в Главном адмиралтействе
483
Иоанновский равелин Петропавловской крепости (г. Ленинград), в котором
в 1932—1933 гг. размещались стенды для испытания и мастерские для изго-
товления ЭРД’ и ЖРД
Фасад Иоанновского равелина Петропавловской крепости, занятого Газодина-
мической лабораторией
481
Двигатели допускали многократное использование. Например,
ОРМ-50, будучи изготовлен в одном экземпляре, успешно прошел дово-
дочные и сдаточные ресурсные испытания, затем пять стендовых испы-
таний с ракетой 05 конструкции ГИРД, для которой он предназначал-
ся, а при пуске на Нахабинском полигоне под Москвой выработал
в течение минуты на режиме пониженной тяги все топливо из баков
ракеты, не вышедшей из станка вследствие неполадок с ее пневмосис-
темой, не обеспечившей нужное давление подачи в баках. После всех
10 огневых испытаний двигатель сохранил работоспособность.
Ракета 05 с двигателем ОРМ-50 согласно плану готовилась к пуску
в Москве в 1933 году к 16 годовщине Октябрьской Революции. Вся под-
готовка была закончена к 1 ноября. Однако отсутствие в Москве азот-
ной кислоты нужной концентрации и трудности с ее доставкой
из Ленинграда не позволили осуществить этот план. Попытка доставки
стандартной бутыли с 30 литрами азотной кислоты 96%-ной концентра-
ции в пассажирском вагоне скорого поезда «Красная стрела» вечером
3 ноября привела к неприятным последствиям. Бутыль лопнула в жар-
ко натопленном вагоне, к счастью, еще до отправления поезда, вагон,
залитый кислотой, был освобожден от перепуганных пассажиров
и отцеплен.
Поезд отправили с получасовым опозданием, а у меня
и у Г. Э. Лангемака как руководителя в то время ГДЛ были неприят-
ные объяснения.
Двигатель ОРМ-52 предназначался для ракет.
После проведения доводочных испытаний ОРМ-52, при которых
была получена тяга 300 кг, этот двигатель был перебран и предъявлен
комиссии для официального сдаточного испытания. По завершении
этого испытания оказалось, что двигатель развил несколько понижен-
ную тягу (270 кг) в связи с сильным размыванием отверстия ниппеля
одной кислотной форсунки, по ошибке изготовленного из углеродистой
стали, вместо нержавеющей. Так как полученные характеристики дви-
гателя все же удовлетворяли техническим требованиям заказчика,
то акт приемки был оформлен, а расчет реактивной установки и дви-
гателя пришлось привести в соответствие с пониженными харак-
теристиками.
О характеристиках и надежности этого двигателя мбжпо судить
по тому, что следующий изготовленный экземпляр его за 29 пусков
наработал 533 с, развивая тягу 300—320 кг, и полностью сохранил
работоспособность. Нелепая случайность не позволила стартовать
31 декабря 1933 г. ракете РЛА-1 с ОРМ-52, установленной на старто-
вом столе и заправленной компонентами топлива и сжатым азотом.
В день пуска ударил мороз, достигший вечером, к моменту старта,
30 градусов. При команде «старт» загустевшая смазка не позволила
открыться .пусковому клапану.
Утешением служило лишь то, что на летные испытания мы вышли
после того, как были разработаны надежно работавшие двигатели.
Одновременно с разработкой ЖРД все годы в ГДЛ велась работа
по созданию реактивных летательных аппаратов (РЛА) для этих дви-
гателей. Но только в 1932 г., когда мы начали приближаться к рожде-
нию работоспособного двигателя, были заказаны основные отсеки
РЛА-100 с расчетной высотой вертикального подъема 100 км, с кардан-
ной подвеской двигателя и гироскопической стабилизацией. В головной
части ракеты размещался парашют для сохранения аппарата и полез-
ного груза (аппаратуры) для повторных пусков.
В 1933 г. разрабатывались еще три экспериментальные ракеты
(РЛА-1, РЛА-2, РЛА-3) с высотой подъема 2—4 км.
482
В разработке конструкции управляемой ракеты РЛА-3 активное
участие принимал опытный инженер-конструктор Ейхман. К пуску гото-
вилась неуправляемая ракета РЛА-2, прошедшая, как и РЛА-1, пнев-
матические и гидравлические стендовые испытания.
При первом пневмоиспытании на прочность и герметичность раке-
та была установлена в Петропавловской крепости на стенде, в ее акку-
мулятор давления был подан азот при 115 атм, а после выдержки
в течение нескольких минут давление уменьшено до 100 атм. Тогда
я и помогавший мне инж. В. П. Юков вышли из защищенного бокса
к ракете для проверки ее герметичности и стали смазывать кисточкой
мыльной водой места стыка корпуса ракеты с днищами, посаженными
на резьбе с оловянным припоем. При осмотре стыка у верхнего днища
раздался сильный ударный звук, и это днище улетело вверх и скрылось
за внутренней стеной крепости. Была холодная осень, мы были в мехо-
вых шапках и это нам помогло. Взрывная волпа превратила мою оле-
нью шапку в длинную гирлянду меховых лоскутков. Лица наши были
усыпаны черными точками оловянного припоя. Скорая помощь достави-
ла нас в больницу, но все обошлось благополучно. Припой был удален
с лица, но несколько кусочков осталось у меня в глазу. Врач решил
их не удалять, чтобы не повредить зрение. На следующий день я был
на работе, а В. П. Юков походил несколько дней с забинтованным
лицом.
Корпус ракеты, образованный отсеками аккумулятора давления
и топливных баков, изготавливался из 12-дюймовых снарядов и проч-
ность его была вне сомнения. Для днищ же использовались концы брус-
ковых поковок, отличавшиеся пониженными механическими качествами,
вследствие металлургических дефектов.
Кроме того, помимо расчетов на прочность нами более тщательно
стали проводиться расчеты деформации конструкции в нагруженном
состоянии.
Уточнилась и методика испытаний для обеспечения безопасности.
Так накапливался ’бесценный опыт.
В конце 1933 г., когда па базе ГДЛ и МосГИРД был организован
Реактивный научно-исследовательский институт (РНИИ), стала оче-
видной необходимость специализации по разработке либо ракет, либо
двигателей к ним.
Нужно было выбрать и я выбрал то, с чего начинается ракетная
техника, то, что лежит в ее основе, определяет ее возможности и лицо —
ракетное двигателестроение.
Необходимость развертывания в Советском Союзе работ по ракет-
ной технике настолько стала очевидной, что еще в 1931 г. ставился
вопрос о немедленном развертывании ГДЛ в Научно-исследователь-
ский Газодинамический Институт с акцентированием работ на жидком
топливе.
В марте 1932 г. созвали совещание с участием Осоавиахима, руко-
водства ГДЛ (Ильин, Петропавловский, Лангемак, Глушко)
и МосГИРДа (Королев, Цандер, Тихонравов).
Совещание единодушно вынесло решение о необходимости созда-
ния Реактивного научно-исследовательского института (РНИИ).
8 апреля 1932 г. ЛенГИРД обратился к Тухачевскому с письмен-
ной просьбой организовать РНИИ на базе ЛенГИРДа, насчитывавшего
более 400 членов. Это письмо было подписано председателем
ЛснГИРДА Разумовым и членами президиума: профессорами Рыниным
и Мачинским, Перельманом, Гажала, Самариным и Эйгснсоном.
В докладе заместителя Председателя РВС СССР Тухачевского
«Об организации Реактивного Института сказано: «У нас над вопро-
сами использования реактивного двигателя работает Газодинамическая
483
И. Т. Клейменов (1898—1938 гг.), директор Реак-
тивного научно-исследовательского института
Реактивный научно-исследовательский институт
(РНИИ) в Москве (над входом в здание во 2 эта-
же размещалось подразделение, руководимое
В. П. Глушко)
лаборатория и>:. отчасти, Группа Инициаторов Реактивного Движения
приЦС Осоавиахима (ГИРД)».
В «Докладе о работах по изучению и применению реактивного дви-
жения», представленном в 1932 г. в связи с организацией Реактивного
научно-исследовательского института указано: «У нас в СССР в облас-
ти реактивного движения систематическую научно-исследовательскую,
опытную и . конструкторскую работу ведет Газодинамическая лабо-
ратория...».
. Образовавшиеся за последний год при некоторых научных институ-
тах. >(ЦАГИ), : ВУЗах, а также при Осоавиахиме («МосГИРД»,
«ЛенГИРД») кружки, и группы по изучению реактивного движения
находятся в зачаточном состоянии.
Кружки эти,': а также десятки изобретателей по ракетам зани-
маются пока только умозрительной проработкой вопроса вообще, без
постановки необходимых для плодотворной работы опытов, без надле-
жащего руководства и плана.
484
Ввиду этого Газодинамическая лабо-
ратория, располагающая большим опыт-
ным материалом, имеющая в своем распо-
ряжении хорошо подготовленные кадры ра-
ботников по реактивному движению и, кро-
ме того, имеющая уже теперь большие до-
стижения в области практического приме-
нения реактивных приборов, является един-
ственным учреждением, могущим послу-
жить базой для широкого развертывания
работ по реактивному движению и по при-
менению его для народнохозяйственных
целей».
21 сентября 1933 г. был издан приказ
РВС СССР об организации РНИИ РККА.
Пункт 3 приказа гласит: «На формирова-
ние Реактивного института обратить Газо-
динамическую лабораторию и Московскую
группу изучения реактивного движения при
Осоавиахиме».
Начальником РНИИ был назначен
авиационный инженер И. Т. Клейменов.
Инициативный, энергичный он много сде-
лал для развития работ в ГДЛ, начальни-
ком которой он был в 1932—1933 гг., и для
создания РНИИ.
Заместителем начальника РНИИ вна-
.чале стал инженер С. П. Королев, бывший
начальник МосГИРДА, сумевший в тече-
ние 1932—1933 гг. проявить в своей работе
значительную активность.
Трудно переоценить вклад М. Н. Туха-
чевского в развитие отечественного ракето-
строения.
Благодаря его дальновидности и
решительности давно назревший вопрос о
создании РНИИ получил, практическое
..решение.
В 1933—1934 гг. я был приглашен в
Военную воздушную академию имени
Н. Е.- Жуковского для чтения двух курсов
лекций — по ракетным двигателям и топ-
ливам для них.
Первая часть этих лекций была опуб-
ликована академией в 1936 г. Вторая часть
не увидела свет, так как рукопись ее зате-
рялась в 1938 г.
В начале января 1934 г. актив нашего
подразделения ГДЛ переехал в РНИИ в
Д. А. Шитов, инженер-механик
Ф. Л. Якайтис, инженер-механик
С. С. Ровинский, техник-конструктор
.485
Москву и там пополнился другими энтузи-
астами ракетного дела, инженерами и тех-
никами — Ф. Л. Якайтисом, Д. А. Шито-
вым, С. С. Равинским, В. Н. Галковским,
В. Ф. Велтистовым, Г. В. Авербухом и дру-
гими.
За время работы в РНИИ (1934—
1938 гг.) руководимое мною подразделение
продолжало развитие принятого в ГДЛ
направления, сохранило прежним и индек-
сацию двигателя. Среди разработанных к
этот период времени конструкций наиболь-
ший интерес представляют прошедшие
официальные испытания двигатель много-
кратного использования ОРМ-65 для раке-
топлана РП-318 и крылатой ракеты 212, а
также газогенератор ГГ-1, часами работав-
ший на азотнокислотно-керосиновом топли-
ве с водой.
С 1939 г. опытно-конструкторские ра-
боты по ракетным двигателям продолжа-
лись в руководимой мною группе, куда:
были переданы из РНИИ наши расчеты,
чертежи и затребованные мною сотруд-
ники.
Здесь мне посчастливилось обре-
сти в качестве помощника д. т. н., проф.
Г. С. Жирицкого, крупного специалиста по»
лопаточным машинам. В дальнейшем им
разрабатывались турбины и центробежные-
насосы для ЖРД.
В 1939—1940 гг. нами была разработа-
на техническая документация на газогене-
ратор ГГ-3 с автономным питанием от тур-
бонасосного агрегата и проект установки’
дйух вспомогательных ЖРД с насосной по-
дачей топлива.
В 1941 г. наша группа выросла в са-
мостоятельное опытно-конструкторское бю-
ро. Основное ядро ОКБ было укомплекто-
вано Высококвалифицированными учеными;,
конструкторами, экспериментаторами, тех-
нологами, металлургами, химиками, произ-
водственниками. Так, в ОКБ работали-
профессора Г. С. Жирицкий, К. И. Страхо-
вич, А. И. Гаврилов, В. В. Пазухин, инже-
неры В. А. Витка, Д. Д. Севрук, Н. Н. Ар-
тамонов, Г. Н. Лист. Н. Л. Уманский;.
Н. С.Шнякин, А. А. Мееров, А. С. Наза-
В. Н. Галковский, техник-конструктор
В. Ф. Велтистов, техник-конструктор
Г. В. Авербух, инженер-механик.
' 486
ров, Н. А. Желтухин и многие другие та-
лантливые специалисты. Опыт и знания,
принесенные ими из разных областей нау-
ки и техники, в которых они ранее работа-
ли, позволили ОКБ решать сложные проб-
лемы ракетного двигателестроения.
Г. С. Жирицкий и Д. Д. Севрук стали
заместителями главного конструктора, а
Н. Н. Артамонов — начальником опытного
производства.
По моему ходатайству на работу в на-
ше ОКБ был направлен С. П. Королев. Он
горячо взялся за руководство разработкой
установки наших двигателей на самоле-
тах и проявил в этой работе блеск сво-
его таланта. С 1942 по 1946 года С. П. Ко-
ролев был заместителем Главного конст-
руктора двигателей по летным испытаниям.
Еще в РНИИ нас связала преданность лю-
бимому делу и взаимная заинтересован-
ность в сотрудничестве, так как под его ру-
ководством разрабатывались летательные
.аппараты, а под моим—двигатели для них.
С 1940 г. мы разрабатывали одно-,
двух-, трех- и четырехкамерные вспомога-
тельные ракетные установки с насосной
подачей топлива, тягой от 300 до 1200 кг у
земли.
В те годы о кооперации в разработке
ЖРД не было и речи. Конструкция двига-
телей разрабатывалась в ОКБ и изготавли-
валась на заводе комплектно со всеми вхо-
дящими вспомогательными J агрегатами
пуска, зажигания, питания, управления,
включая электро-, гидро-пневматические
клапаны и реле всех типов (давления,
-электромагнитных, биметаллических), ка-
бели с электроразъемами, свечи искровые
и накаливания, электроподопреватели, тер-
морегуляторы, сигнальные табло и даже
^переключатели и кнопки. Лишь шарико-
подшипники поступали к нам как готовое
изделие, а с 194Q г. были применены реле
давления, разработанные специализирован-
ной организацией.
После успешного проведения офици-
альных стендовых и летных на самолете
Пе-2 испытаний двигателя РД-1 назрела
потребность установки этого вспомога-
Испытание РД-1 на стенде (1942 г.)
Г. С. Жирицкий (1893—1966), заместитель главно-
го конструктора
Д- Д. Севрук, заместитель главного конструктора
487
тельного двигателя и его модификаций
на другие самолеты. Были установлены
личные контакты с главными конструк-
торами самолетов С. А. Лавочкиным^
А. С. Яковлевым, П. О. Сухим.
Первая встреча состоялась с
С. А. Лавочкиным в 1943 г. в его ОКБ.
Он встретил очень радушно, «как самого
желанного гостя» по его выражению. Уж
очень остро ощущалась необходимость-
прироста скорости истребителя в ответст-
венные моменты боя. Дружно велась-
работа, но шла она с большими трудно-
стями. Достижение безотказного авто-
матического запуска двигателя в любых
условиях эксплуатации потребовало*
больших усилий и немало времени. Из-
редка были и взрывы двигателей в мо-
мент пуска при наземных испытаниях,,
по счастью все окончившиеся благопо-
лучно, т. е. лишь с локальным повреж-
дением самолета. С. А. Лавочкин
как-то сказал: «Беря двигатель РД-1, я
думал, что покупаю кота в мешке, а в
мешке-то оказался тигр». А. С. Яковлев
и П. О. Сухой также проявили терпение*
и понимание трудностей освоения новой-
техники.
Однако, в итоге большой проделан-
ной работы по доводке двигателей РД-Г
и РД-1ХЗ была достигнута полная на-
дежность. Проводились по 100 пусков-
одного двигателя в день с имитацией
различных отклонений от заданных ус-
ловий эксплуатации с общим числом пу-
сков одного двигателя до 500, при этом
двигатель сохранял работоспособность.
В инструкции по эксплуатации было*
указано, что число пусков двигателя не*
ограничивается в пределах ресурса, из-
мерявшегося часами. После завершения*
заводских летных испытаний на шести
типах самолетов были проведены в--
1945 г. наземные и лётные испытания на-
шего двигателя.
В выводах отчета указано: «Двига-
тель РД-1X3 запускается надежно с ре-
Заместитель главного конструктора С. П. Королев»
у самолета Пе-2Р с двигателем РД-1 перед вы-
летом (1943 г.)
Н. Н. Артамонов (1906—1965), начальник опытно-
го производства
В. А. Витка, начальник конструкторской бригадьь
488
жимов пусковой и максимальной тяги. Пе-
реход двигателя с пускового на рабочий
режим происходит плавно. Процесс горения
в камере двигателя РД-1ХЗ протекает
устойчиво как в пусковой, так и в рабочий
периоды. Ручное управление режимами
работы двигателя, его включение и выклю-
чение осуществляются просто: световая
сигнализация этапов работы двигателя
наглядна и удобна».
Затем двигатели РД-1ХЗ и РД-2 ус-
пешно прошли государственные стендовые
испытания.
Успех применения ЖРД на самолетах
обязан не только надежному двигателю, но
также разработке и доводке самолетных
систем силовой установки, над чем плодот-
ворно трудился С. П. Королев.
Наибольший прирост максимальной
скорости самолета при включении РД-1ХЗ
был достигнут на самолете Як-3 А. С. Яков-
лева и составил 182 км/час на высоте
7800 м. . '
В 1945 г. за проведенные,, работы по
ЖРД я и Д. Д. Севрук были награждены
орденами Трудового Красного Знамени, а
С. П. Королев, Г. С. Жирицкий, Н. Н. Ар-
тамонов, Г. Н. Лист и Н. С. Шнякин орде-
нами Знак почета.
Следует особо отметить высокий уро-
вень характеристик этого семейства двига-
телей, по сравнению с разработками 30-х
годов: полная автоматизация с блокиров-
. ками всех процессов управления двигате-
лями, дистанционные многократные пуски,
часовые ресурсы, неограниченная высот-
ность, неограниченное число пусков, насос-
ная подача компонентов топлива и многое
' другое. Химическое зажигание, регулирова-
ние тяги, давление в камере сгорания 20—
25 атм, удельный импульс 210—216 с у
земли ,были освоены нами еще в 30-е годы.
Богатый опыт конструирования, техно-
логии, стендовых и летных испытаний дви-
гателей, разработанных нами в 40-е годы,
послужил солидным фундаментом для по-
следующих наших разработок.
В таблице приведен перечень ЭРД и
ЖРД, испытанных на огневых стендах за
период 1929—1946 гг. Если к нему доба-
вить перечень разрабатывавшихся газоге-
А. И. Гаврилов (1884—1955), начальник конст-
рукторской бригады
Н. Л. Уманский (1908—1967), начальник конст-
рукторской бригады
А. С. Назаров, ведущий конструктор
489-
нераторов (ГГ-1, ГГ-2, ГГ-3), и ракет
(РЛА-1, РЛА-2, РЛА-3, РЛА-100), то схе-
матически можно представить себе сту-
пеньки пути,, пройденного за 18 лет от ГДЛ
до ОКБ коллективом энтузиастов под мо-
им руководством.
Сложен был этот путь, неоднократно
менялись подчиненность, местоположение,
наименование руководимой мною организа-
ции. Первые годы она являлась подразде-
лением ГДЛ (1929—1933 гг.), затем РНИИ
(1934—1938 гг.), в 1939 г. приобрела само-
стоятельность, а в 1941 г. выросла в ОКБ.
Впоследствии наша организация, прошед-
шая путь от ГДЛ до ОКБ, стала имено-
ваться ГДЛ—ОКБ. В итоге 18-летней дея-
тельности она специализировалась на раз-
работке мощных ракетных двигателей.
В 1945 г.—определилась и реализовалась
эта специализация, а в 1947 г. работы над
двигателями малой тяти нами были завер-
шены.
В 1942 г. наше ОКБ навестил главный
конструктор самолето-строительного ОКБ
В. Ф. Болховитинов со своим сотрудником
А. М. Исаевым. Имея годичный опыт ра-
боты с ракетным самолетом БИ-1,
А. М. Исаев решил изменить специальность
и посвятить себя разработке ЖРД. Они
обратились с просьбой помочь в этом, и она
была удовлетворена. А. М. Исаев полу-
чил от меня интересовавшие его методики
и коэффициенты для расчета ЖРД и сис-
темы охлаждения камеры сгорания. Через
несколько лет руководимый А. М. Исаевым
коллектив вырос в самостоятельное ОКБ
по разработке ЖРД. Разработанные ими
конструкции двигателей нашли широкое
применение в ракетно-космической технике.
В 1945—1946 гг. с группой специали-
стов я посещал Германию, Чехословакию
и Австрию с целью ознакомления с трофей-
ной немецкой ракетной техникой. В каче-
стве члена советской делегации, пригла-
шенной английским правительством, я по-
. бывал в г. Куксхафене, расположенном
в Гельголандской бухте Северного моря.
Там делегатам СССР, США и Франции
.14 октября 1945 г. демонстрировался пуск
ракеты Фау-2, выполненный военной немец-
кой командой.
К. И. Страховая (1904—1968), начальник расчет-
ной бригады
Н. А. Желтухин, инженер-расчетчик
Г. Н. Лист, начальник конструкторской, бригады
490
А. А. Мееров (1915—1975 гг.), начальник химиче-
ской лаборатории
Н. С. Шнякин, начальник серийного конструктор-
ского бюро
Инженер-полковник В. П. Глушко (1945 г.)
Заместители главного конструктора Д. Д. Севрук и Г. С. Жирицкий с груп-
пой сотрудников ГДЛ-ОКБ.
491
& РАЗРАБОТКА ДВИГАТЕЛЕЙ ГДЛ-ОКБ (1929—1946 гг.)
№ пп Индекс двигателя Назначение двигателя Год — стендовых испытаний А, официальных д, лки •
1929 1930 | 1931 1932 | 1933 19341 1935 1936 1937 | 1938 | 1939 1940 | [1941 1942 11943 1944 | 19451 | 1946
1 ЭРД Стендовый экспериментальный ▲ А
2 ОРМ-1 То же ▲
3 О,РМ » А
4 ОРМ-4 » ▲
5 ОРМ-5 > ▲
6 ОРМ-8 » ▲
7 ОРМ-9 » ▲
8 ОРМ-11 » А
9 ОРМ-12 » ▲
10 ОРМ-16 » ▲
11 ОРМ-174-21 » А
. 12 ОРМ-23 > А
13 ОРМ-24 > А
14 ОРМ-26 » А
15 ОРМ-28 » А
16 ОРМ-ЗО » А
1 1
17 I ОРМ-344-38 А
18 OPM-39 ▲
19 OPM-40 ▲
20 OPM-44 ▲
21 OPM-45 А
22 OPM-46 ▲
23 ОРМ.-50 Ракета 05 д < Д
24 OPM-51 Экспериментальный ▲
25 OPM-52 Ракеты РЛА-4, -2, -3 д ▲
26 OPM-64 Экспериментальный ▲
27 OPM-65 Крылатая ракета 212, ракетоплан 318 д ▲ ▲ •
28 OPM-66 Экспериментальный ▲ ▲
29 Стендовый РД То же 1 А
30 РД-1 Самолеты Пе-2, Ла-7, Як-3, Су-6 А • А • •
31 РД-1ХЗ Самолеты Пе-2Р, Ла-7Р, 120-Р, Як-3, Су-7 А • А •
32 РД-2 Самолеты А д
33 I " РД-3 | римечание, Не Экспериментальный приведены двигатели спроектированные, изго товле! иные. прох одивп 1ие х 1 1 олодные испыта! 1 1 кия, но не пропп 1 эдшие огне вое и< :пыта кие. А
Побывал я в Куммерсдорфе под Берлином, в Пенемюнде, Бляйхеро-
де, Нордхаузене, Лехестене и других местах, связанных с рождением
и развитием ракетной техники в Германии, техники, в которую значи-
тельный вклад сделали Герман Оберт и Вернер фон Браун, с чьим име-
нем связаны перечисленные мною места.
Прошло еще лишь около 10 лет и Советский Союз показал всему
миру, что ракетную технику можно обратить не на разрушение, а на со-
зидание, используя ее для освоения космоса на благо человечества.
ОСНОВНЫЕ ДАТЫ ЖИЗНИ И ДЕЯТЕЛЬНОСТИ
1908 г. 2 сентября (20 августа по ст. стилю) — Родился в г. Одессе.
1921 г. — прочел «Из пушки на Луну» и «Вокруг Луны» Жюля Верна, определив-
шие цель жизни — осуществление межпланетных сообщений.
1922 г. — Начало сбора материала и написания двух книг: «Необходимость меж-
планетных сообщений» и «История развития идеи межпланетных и межзвездных путе-
шествий».
1922 г., осень — Начало работы в качестве астронома-наблюдателя в 1-й Гос. на-
родной астрономической обсерватории Губсовпартшколы (бывшая частная астрономи-
ческая обсерватория князя Гагарина в г. Одессе).
1922 г., зима—Ознакомление с трудами Перельмана и Циолковского по межпла-
нетным сообщениям.
1922 г., зима — Организатор и председатель Кружка молодых мироведов одесско-
го отделения РОЛМа (Русского о-ва любителей мир сведения), Кружок состоял
из нескольких секций, принимавших участие в наблюдательной и популяризаторской
работе одесского отделения РОЛМ на I-й и П-й Государственных народных астроно-
мических обсерваториях.
1923 г., 26 сентября — Начало переписки с К. Э. Циолковским.
1923 г. — Начало сбора и изучения литературы по химии взрывчатых веществ,
организация домашней химической лаборатории.
1924 г., 18 мая— Опубликована первая печатная работа — статья «Завоевание
Землей Луны 4 июля 1924 г.» в газете «Известия одесского губкома КПБУ».
1924 г. — Публикация в «Астрономическом бюллетене» Бюро наблюдений РОЛМ.
(№ 6, стр. 23) о наблюдении метеорного потока квадрантид в январе 1924 г.
В. П. Глушко совместно с Н. II. Николаевым.
1924 г. — Публикация в журнале РОЛМ «Мироведение» (№ 2, стр. 134—135) ста-
тьи В. А. Мальцева с описанием зарисовки Марса, выполненной В. П. Глушко весной
1924 г. во время великого противостояния этой планеты.
1924 г. — Окончание IV профтехнической школы «Металл» (б. одесское реальное
училище им. св. Петра и Павла).
г 1924 г., июнь—декабрь — Практикант (слесарь, токарь) одесского Арматурного
завода «Электрометалл» им. Лепина.
1925 г. — Публикация в журнале «Мироведение» (1925 г. № 1, стр. 81 и 1929 г.
№ 1, стр. 28) в статье Н. П. Санютина изображения Венеры, составленного с использо-
ванием зарисовок, выполненных В. П. Глушко.
1925 г. — Опубликованы две карты Юпитера в журнале «Мироведение» (№ 1,
стр. 79), составленные по зарисовкам В. П. Глушко, выполненным весной и летом
1924 г. в период противостояния этой планеты.
1925 г.— Публикация в «Астрономическом бюллетене» Бюро научных наблюде-
ний РОЛМ (№ 9, стр. 35—36) об участии В. П. Глушко в обработке наблюдений мете-
оров, проведенных в сентябре-декабре 1924 г., для составления предварительного ката-
лога радиантов падающих звезд.
1925 г. — За активное участие в астрономических наблюдениях метеорных пото-
ков и планет избран членом—сотрудником Русского о-ва любителей Мироведения
(РОЛМ).
1925—1929 гг. — Учеба в Ленинградском Государственном Университете, физико-
математическом факультете, физическом отделении.
1926 г. — Опубликована статья «Станция вне Земли» в журнале «Наука и техни-
ка» № 40, стр. 3—4.
1928 г., 25 апреля — Избран действительным членом Русского о-ва любителей
Мироведения (РОЛМ).
1928—1929 гг. Разработан проект электрического ракетного космического корабля
«Г елиоракетоплап».
1929 г., 18 апреля — Сдана в отдел Комитета по делам изобретательства работа
«Металл как взрывчатое вещество» по ЭРД.
495
1929 г., 15 мая — Начало работы в ГДЛ в качестве руководителя работ по разра-
ботке ЭРД, ЖРД и ракет.
1929 г., 31 июля — Выпуск первого отчета по экспериментальным исследованиям
ЭРД.
1930 г., 2 октября — Получены заявочное свидетельство и патент, предусматрива-
ющие использование бериллия как горючего, добавляемого в диспергированном виде
в жидкие ракетные топлива, например, в водороде при кислороде в качестве окислите-
ля и к порохам.
1930 г. — В отчете «Критический обзор окислителей и горючих как компонентов
топлива для реактивного мотора» впервые предложены в качестве окислителей азотная
кислота, растворы азотного тетроксида в азотной кислоте, перекись водорода, тетра-
нитрометан и хлорная кислота.
1930 г. — Разработана теплоизоляция камеры сгорания для ракетного двигателя
с помощью двуокиси циркония и других составов. В 1931 г. получен патент.
1930 г. — Разработан проект, выпущены чертежи и начато изготовление первого
экспериментального отечественного ракетного двигателя на жидком топливе ОРМ-1.
1930—1931 гг. — На баллистическом дифференциальном маятнике эксперименталь-
но определен оптимальный экспоненциальный профиль сопла ракетного двигателя.
1930—1932 гг. — Создана опытная установка для получения четырехокиси азота.
1930—1933 гг. — Разработаны проекты экспериментальных ракет семейства РЛА.
РЛА-2 проходил стендовые испытания, РЛА-1 и РЛА-100 находились .в производстве
и проходили поузловую экспериментальную отработку.
1931 г. 22 марта — Предложено химическое зажигание в ЖРД путем использова-
ния самовоспламеняющихся компонентов топлива.
1931 г., 23 марта — Получены заявочное свидетельство и патент на изобретение
ЭРД электротермического типа.
1931 г. — Проведены первые в СССР огневые стендовые испытания эксперимен-
тального жидкостного ракетного двигателя ОРМ.
1932 г. — Разработаны конструкции и испытаны экспериментальные двигатели
серии OPM-4-J-OPM-22 на различных жидких топливах.
1932 г. — Консультант отдела лабораторий Путиловского завода.
1932 г. — Приезд С. П. Королева с сотрудниками ГИРД в ГДЛ, знакомство
с В. П. Глушко и его работами.
1932 г., декабрь — Приезд В. П. Ветчинкина в ГДЛ и ознакомление с работами
по РЛА и ЖРД. В. П. Глушко демонстрировал работу двигателя ОРМ-9 на стенде.
1933 г. 13—15 января — Посещение ГДЛ С. П. Королевым, Ф. А. Цандером,
М. К. Тихонравовым, Ю. А. Победоносцевым и др. работниками ГИРД для ознакомле-
ния с работами по РЛА и ЖРД. В. П. Глушко демонстрировал работу ЖРД на стенде.
1933 г. — Разработаны конструкции и испытаны экспериментальные двигатели
серии ОРМ-23-^-ОРМ-52 на азотнокислотно-керосиповом топливе.
1933 г., ноябрь — Проведены официальные стендовые испытания двигателя
ОРМ-50 тягой 150 кг с химическим зажиганием для ракеты 05, разрабатывавшейся
М. К. Тихонравовым в ГИРДе.
1933 г., декабрь — Проведены официальные стендовые испытания двигателя
ОРМ-52 тягой 300 кг с химическим зажиганием для ракет РЛА-1, -2, -3.
1933—1934 гг. — Прочел в Военной воздушной ордена Ленина академии им. Жу-
ковского два курса лекций: «Жидкое топливо для реактивных двигателей» и «Конст-
рукция ЖРД».
1934 г., январь — Переезд из Ленинграда в Москву в РНИИ вместе с активом
ГДЛ по ЖРД.
1934—1935 гг. — Разработаны конструкции экспериментальных ЖРД серии
ОРМ-53 4-ОРМ-63.
1935 г., 2 марта — Выступил па Всесоюзной конференции по применению ракет-
ных аппаратов для исследования стратосферы с докладом: «Жидкое топливо для
ракетного двигателя и требования к материалам для двигателей и ракет».
1935 г. — Опубликована книга «Ракеты, их устройство и применение», ОНТИ.
М.-Л., 120 стр.; главы, посвященные ракетам и двигателям на жидком топливе, напи-
саны В. П. Глушко, а посвященные пороховым ракетам — Г. Э. Лангемаком.
1935—1936 гг. — Заведующий и преподаватель Реактивных Курсов по переквали-
фикации инженеров при ЦС Осоавиахима.
1935—1936 гг. — Впервые разработан газогенератор па жидком ракетном топливе
для привода двигателя.
1936 г., весна — В РНИИ введено звание главных конструкторов разработок.
В. П. Глушко — Главный конструктор ЖРД.
1936 г. — Опубликована книга «Жидкое топливо для реактивных двигателей»,,
издание Военной Воздушной Академии. М. 224 стр. Является систематическим исследо-
ванием различных компонентов топлива для ЖРД.
1936—1938 гг. — Разработаны конструкции экспериментальных ЖРД серии-
ОРМ-64—ОРМ-102.
496
1936 г., 5 ноября — Проведены официальные стендовые испытания двигателя
<ЭРМ-65 тягой до 175 кг на азотнокислотно-керосиновом топливе с автоматическим
пуском для ракетоплана РП-318 и крылатой ракеты 212 конструкции С. П. Королева.
1937 г., 27 августа — Проведены официальные испытания газогенератора ГГ-1,
работавшего на азотной кислоте и керосине со впрыском воды.
1937 г. — Опубликовано семь статей в №№ 2, 3, 4, 5, 6 сборника научных работ
РНИИ «Ракетная техника».
1937—1938 гг. — Проведено 30 наземных пусков двигателя ОРМ-65 на ракетопла-
не РП-318-1.
1937—1938 гг. — Проведено 11 наземных пусков двигателя ОРМ-65 на крылатой
ракете 212.
1939 г., 29 января и 8 марта — Двигатель ОРМ-65 прошел летные испытания
на крылатой ракете 212 конструкции С. П. Королева.
1939 г. — Организация конструкторской группы под руководством В. П. Глушко.
1940 г. — Разработан проект установки ЖнД тягой 300 кг с насосной подачей
на самолет.
1941 г. — Реорганизация конструкторской группы в ОКБ по разработке ЖРД-
Главным конструктором назначен В. П. Глушко.
1942 г. — Стендовый образец однокамерного двигателя тягой 300 кг с насосной
подачей азотнокислотно-керосинового топлива наработал 1 час 10 мин без съема со
стенда.
1943 г. — Завершена разработка и проведены официальные стендовые и летные
на самолете Пе-2 испытания вспомогательного самолетного азотнокислотно-керосиново-
го двигателя РД-1 тягой 300 кг, с насосной подачей топлива.
1944 г. — Постановка двигателя РД-1 в двух модификациях на серийное произ-
водство.
1944—1945 гг. — Проведены наземные и летные испытания двигателя РД-1 на са-
молетах конструкции В. М. Петлякова (Пе-2Р), С. А. Лавочкина (ЛА-7), А. С. Яковле-
ва (Як-3) и П. О. Сухого (Су-6).
1944—1945 гг. и — Разработка и стендовые доводочные испытания автономного
трехкамериого ЖРД с ТНА, тягой 900 кг у земли, на азотнокислотно-керосиновом
топливе.
1945 г.— Проведены официальные стендовые испытания двигателя РД-1ХЗ
с химическим повторным зажиганием и налажено серийное производство в двух моди-
фикациях.
1945 г. — Проведены наземные и летные испытания двигателя РД-1ХЗ на самоле-
тах конструкции В. М. Петлякова (Пе-2Р), С. А. Лавочкина (ЛА-7Р и 120-Р),
А. С. Яковлева (Як-3) и П. О. Сухого (Су-7).
1945 г. — Посещение г. Куксхафена (Западная Германия) в качестве члена совет-
ской делегации, приглашенной английским правительством на пуск ракеты Фау-2.
1945—1946 гг. — Изучение трофейной немецкой ракетной техники в Германии, Че-
хословакии и Австрии.
1945 г. — Указом Президиума Верховного Совета СССР награжден медалью «За
доблестный труд в Великой Отечественной войне 1941—1945 гг.».
1945 г. — Указом Президиума Верховного Совета СССР награжден орденом
Трудового Красного Знамени.
1946 г. — Проведены государственные стендовые испытания двигателя РД-1ХЗ.
/ 1946 г. — Проведены официальные стендовые испытания вспомогательного азот-
люкислотно-керосинового двигателя РД-2 тягой 600 кг с насосной подачей топлива.
1947 г. — Проведены государственные стендовые испытания двигателя РД-2.
БИБЛИОГРАФИЯ ТРУДОВ В. П. ГЛУШКО ПО ВОПРОСАМ
РЕАКТИВНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
И МЕЖПЛАНЕТНЫХ СООБЩЕНИЙ (1924—1945 гг.)
1. Завоевание Землей Луны 4 июля 1924 года, «Известия» Одесского. Губкома
КПБУ № 1335, 18 мая 1924 г., стр. 3.
2. Угрожает ли человечеству металлический голод?. — «Наука и техника», 1926 г.,
№ 37 (182), стр. 5—6.
3. Станция вне Земли. «Наука «и техника». 1926 г., № 40 (185), стр. 3—4.
4. Проблема эксплуатации планет (рукопись, 228 стр.), 1924—1929 гг., архив-
ГДЛ-ОКБ, on. Ns 1, ед. хр. № 2.
5. Гелиоракетоплан, краткое описание и эскиз (рукопись), 1928—1930 гг.. архив
Н. А. Рынина.
6. Электрический космический корабль (рукопись), 1929 г.; 1 глава — «Общее
описание устройства корабля»; 2 глава — «Солнечная термоэлектрическая энергетиче-
ская установка»; 3 глава — «Металл как взрывчатое вещество». 10 апреля 1929 г.,
архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 3. Опубликовано в кн.: «Пионеры ракетной тех-
ники», т. II, М., 1972, стр. 89—НО.
7. Отчет по лабораторным исследованиям, проведенным с 1 по 29 июля 1929 г.,
дело ГДЛ № 83, 31 июля 1929 г.
8. Метод исследования реактивного действия, 2 августа 1929 г., отчет ГДЛ, архив
ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 4.
9. Отчет по лабораторным исследованиям, проведенным с 30 июля по 14 августа
1929 г., дело ГДЛ № 74, 15 августа 1929 г.
10. Жидкостный карбюратор, 10 ноября 1929 г., отчет ГДЛ, архив ГДЛ—ОКБ.,
on. № 1, ед. хр. № 5, Опубликовано в «Пионеры ракетной техники», т. II, М., 1972,
стр. 111—115.
11. Опыты по электровзрыву жидкостей, 15 января 1930 г., отчет ГДЛ. арх.
ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 6, лл. 1—8. Опубликовано в «Пионеры ракетной техни-
ки», т. II. М., 197!2, стр. 116—122.
12. Проволочный карбюратор, 20 января 1930 г., отчет ГДЛ, архив ГДЛ—ОКБ,
on. № 1, ед. хр. № 7. Опубликовано в «Пионеры ракетной техники», т. II. М., 1972,.
стр. 123—128.
13. Ртутный карбюратор. 20 января 1930 г., отчет ГДЛ, архив ГДЛ—ОКБ.
on. № 1, ед. хр. № 8.
14. Заключение по проведенным лабораторным исследованиям электровзрывчатых
веществ. 26 февраля 1930 г., отчет ГДЛ, арх. № 86.
15. Отчет по теоретической и лабораторной проработке вопросов электровзрыва-
яия, 20 марта 1930 г., дело ГДЛ, архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 9.
16. Расчет лабораторного типа универсального жидкостного карбюратора, 23 мар-
та 1930 г., отчет ГДЛ, архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 6, лл. 9—10.
17. Регистратор с фотозаписью реактивного и активного действия струи и давле-
ния. 11 июня 1930 г., отчет ГДЛ, архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 10.
18. Использование кольчугалюминия для реактивных конструкций, 20 июля
1930 г,, отчет ГДЛ.
19. Горючее для реактивного двигателя, 13 сентября 1930 г.; заявочное свидетель-
ство № 76950/5177, 2 октября 1930 г.; патент № 968, кл. 23-B-4, Архив ГДЛ-ОКБ,
on. № 1, ед. хр. № 11, лл. 1—4, 5, 95. «Пионеры ракетной техники», т. II, М, 1972,
стр. 132—135.
20. Жидкое коллоидальное топливо для реактивного двигателя. 23 сентября
1930 г., архив ГДЛ—ОКБ, фонд № 1, on. Ns 1, ед. хр. Ns 1615, лл. 40—50.
21. Подача топлива в камеру сгорания, 25 сентября 1930 г., отчет ГДЛ, архив-
ГДЛ—ОКБ, on. Ns 1, ед. хр. № 12, лл. 1—3. «Пионеры ракетной техники», т. II. М.,
1972, стр. 136—139.
498
22. Форсунки для РМ, 1 октября 1930 г., отчет ГДЛ, ф. 7р, on. 1, д. 34 л. 87.
23. Критический обзор окислителей и горючих как компонентов топлива для реак-
тивного мотора, IV кв. 1930 г., отчет ГДЛ, ф. 7р, on. 1, д. 84, л. 87.
24. Получение азотного тетроксида, IV кв. 1930 г., отчет ГДЛ, ф. 7р, on. 1,
д. 84, л. 87.
25. Топливо для реактивных летательных и иных аппаратов, 6 ноября 1930 г.; зая-
вочное свидетельство № 78851/5304, 14 ноября 1930 г. Архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1,
ед. хр. № 11, лл. 9—11, «Пионеры ракетной техники», т. II. М. 1972, стр. 152—153.
26. Подача топлива в камеру сгорания Р. М. (продолжение), 22 ноября 1930 г.,
отчет ГДЛ, архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 12, лл. 4—8. «Пионеры ракетной тех-
ники», т. II. М. 1972, стр. 139—145.
27. Детонация в ракетно-м моторе, 6 декабря 1930 г., отчет ГДЛ. ф. 7р, on. 1,
д. 84, л. 87.
28. Исследование влияния относительных размеров сопла на величину реактив-ной
силы, 16 декабря 1930 г., отчет ГДЛ, архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 13; опубли-
ковано в сборнике РНИИ «Ракетная техника», 1937 г., вып. 2, стр. 114—121.
29. Теплоизоляция для камер сгорания реактивных двигателей, 19 декабря 1930 г.,
«отчет ГДЛ, архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 14. «Пионеры ракетной техники»,
т. II. М., 1972, стр. 163—169.
30. Работа Р. М., 28 декабря 1930 г., отчет ГДЛ, архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1,
сд. хр. № 15, лл. № 1—10, «Пионеры ракетной техники», т. II. М., 1972, стр. 170—178.
31. Описание термоизоляции для камер сгорания реактивных двигателей, 16 янва-
ря 1931 г.; заявочное свидетельство № 82830/5652, 3 февраля 1931 г.; патент № 1024,
кл. 62—в—37. Архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № И, лл. 12—14, 19, 36.
32. Подача топлива к к. сг. РМ (продолжение П-е), 15 февраля 1931 г., отчет
ГДЛ, архив ГДЛ—ОКБ, on. № I, сд. хр. № 12, лл. 9—13. «Пионеры ракетной техни-
ки», т. II. М. 1972, стр. 145—147.
33. Взлет реактивного летательного аппарата (РЛА), 20 февраля 1931 г., отчет
ГДЛ.
34. Р. М. (порядок проектирования), 25 февраля 1931 г., отчет ГДЛ, архив
ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 16. л. 1.
35. Описание реактивного двигателя, 18 марта 1931 г.; заявочное свидетельство
№ 85435/5789, 23 марта 1931 г.; авт. свид. № 1051, кл. 62-В-37. Архив ГДЛ—ОКБ,
on. № 1, ед. хр. № 11, лл. 21—26, 47. «Пионеры ракетной техники», т. II, М. 1972,
стр. 129—131.
36. Р. М. (порядок проектирования и осуществления), 22 марта 1931 г., отчет
ГДЛ, архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 16, л. 2, «Пионеры ракетной техники»,
т. II. М., 1972, стр. 189.
37. Управление ОРМ № 1 и опыты с ним, 9 апреля 1931 г., отчет ГДЛ, архив
ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 17. «Пионеры ракетной техники», т. II. М. 1972,
стр. 190—196.
38. Описание регистрирующего манометра, 11 апреля 1931 г.; заявочное свиде-
тельство № 86922/5863, 12 апреля 1931 г.; авт. свид. № 1061, кл. 42-к-Ю. Архив ГДЛ-
ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 11, лл. 27, 74—77, 132—133.
39. Реактивные снаряды и реактивные аппараты, 8 мая 1931 г., архив ГДЛ —
9КБ, фонд № 1, on. № 1, ед. хр. № 1609, лл. 118—120.
40. Топливные баки с неподвижным центром тяжести, 22 июня 1931 г., отчет
ГДЛ, архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 18, л л. 1—9. «Пионеры ракетной техники»,
т. II, М., 1972, стр. 197—202.
41. Описание «реактивного аппарата, 22 июня 1931 г.; заявочное свидетельство
№ 90498/6111, 23 июня 1931 г.; авт. свид. № 1094, кл. 46-В2-10-11. Архив ГДЛ —
ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 11, лл. 50—52, 34, 135, 136.
42. Стабилизация направления полета РЛА, 24 июня 1931 г., архив ГДЛ-ОКБ,
-фонд № 1, on. Ns 1, ед. хр. № 1609, лл. 114—117.
43. О наивыгоднейшей форме сопла, отчет ГДЛ, 1931 г.; опубликован в сборнике
РНИИ «Ракетная техника», 1937 г., вып. 2, стр. 122—131.
44. ОРМ № 2, 28 июня 1931 г., отчет ГДЛ, архив ГДЛ—ОКБ, on. Xs 1, ед. хр.
№ 16, лл. 3—7. «Пионеры ракетной техники», т. II, М., 1972, стр. 203—207.
45. Теплопотери и охлаждение РМ, 2 июля 1931 г., отчет ГДЛ, архив ГДЛ—ОКБ,
on. № 1, ед. хр. № 19. «Пионеры ракетной техники», т. II, М„ 1972, стр. 208—2.12.
46. Методы измерений и приборы к ОРМ, 1 августа 1931 г., отчет ГДЛ, архив
ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 20. «Пионеры ракетной техники», т. П, М., 1972,
стр. 213—216.
47. Подача топлива в к.—сг. РМ (продолжение П1-е), 15 августа 1931 г., (отчет
ГДЛ, архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 12, лл. 14—16. «Пионеры ракетной техни-
ки», т. II, М., 1972, стр. 147—151.
48. Описание реактивного летательного аппарата, 13 октября 1931 г.; заявочное
свидетельство № 96137/6704, 17 октября 1931 г. Архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр.
№ 11, лл. 91, 106—110, 60.
499
49. Описание топливного бака для реактивного двигателя, 17 октября 1931 г.; за
явочное свидетельство № 96260/6720, 19 октября 1931 г.; авт. свид. № 1169, кл. 62-с-14-
Архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 11, лл. 53—59, 113, Но, 130.
50. Исследование растворимости горючего в азотной кислоте и азоттетроксиде.
Изучение различных способов воспламенения готовых топливных смесей. Исследование
характера горения готовых топливных смесей при атмосферном давлении. 31 декабря
1931 г., отчеты ГДЛ, архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. №21.
51. О горении готовых жидких топливных смесей в полузамкнутом объеме. 31 де-
кабря 1931 г., отчет ГДЛ, архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 21; опубликован
в сборнике «Ракетная техника», 1937 г., вып. 6, стр. 137—145.
52. Насосный агрегат, 5 января 1932 г., отчет ГДЛ.
53. Отчет о выполнении работ II сектора ГДЛ за I квартал 1932 г., 17 апреля
и 16 мая 1932 г., архив ГДЛ—ОКБ, фонд № 1, on. № 1, ед. хр. № 1610, лл. 22, 23я
105—108, 112.
54. Производство азотного тетроксида, 1932 г., отчет ГДЛ, арх. № 44.
55. Отчет по опытам с реактивными моторами, проведенным по 1-е сентября
1932 г., отчет ГДЛ, 19 сентября 1932 г., архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 22.
«Пионеры ракетной техники», т. II. М. 1972, стр. 228—248.
56. Проект РЛА-100 (конспект доклада). 30 декабря 1932 г. Дело № 17 ГДЛТ
архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 23, л. 18а.
57. Описание реактивного мотора, 3 января 1933 г.; заявочное - свидетельство
№ 121938/9056, 11 января 1933 г., авт. свид. № 2283, кл. 46-Д-1. Архив ГДЛ—ОКБ,
on. № 1, ед. хр. № 11, лл. 148—152, 147. «Пионеры ракетной техники», т. II, М., 1972,.
стр. 249—252.
58. Технические условия на оборудование самолета И-4 реактивным двигателем.
4 января 1933 г., дело ГДЛ, архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 24, л. 26.
59. Отчет о состоянии работ по электровзрывам, 10 января 1933 г., отчет ГДЛ,
архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 25, л. 1.
60. Дополнение к «Работе Р. М.». 1 февраля 1933 г., отчет ГДЛ, архив ГДЛ—
ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 15, лл. 11—12. «Пионеры ракетной техники», т, II, М., 1972,
стр. 253—254.
61. Прибор для измерения расхода жидкости, 14 февраля 1933 г. заявочное свиде-
тельство № 124073/9250, 16 февраля 1933 г. Архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 11г
лл. 89, 88.
62. Отчет о состоянии работ по электровзрывам в январе-феврале 1933 г., дело
ГДЛ, март 1933 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 25, л. 2.
63. Технические требования к опытному газ-турбонасосу, 10 июля 1933 г., дело*
ГДЛ, архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 26. «Пионеры ракетной техники», т. II, М.,.
1972, стр. 255—256.
64. Способ работы реактивного двигателя, 26 ноября 1933 г.; заявочное свиде-
тельство № 138242/10846, 2 декабря 1933 г. Архив ГДЛ—ОКБ. on. № 1, ед. хр. № II,
лл. 204—205, 217. «Пионеры ракетной техники», т. II, М., 1972,. стр. 257—258.
65. Способ повышения эффективности топлив для реактивного двигателя, 26 но-
ября 1933 г.; заявочное свидетельство № 138414/10855, 2 декабря 1933 г. Архив
ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 11, лл. 202—203, 216, «Пионеры ракетной техники»,
т. II. М. 1972, стр. 259—260.
66. Способ автоматического зажигания в реактивном двигателе, заявка 4 декабря
1933 г., заявочное свидетельство № 138582, 8 декабря 1933 г. Архив ГДЛ-ОКБ, оп.
№ 1, ед. хр. № 11, лл. 209—211. «Пионеры ракетной техники», т. II, М., 1972,
стр. 261—263.
67. Способ получения активной жидкости для химического зажигания в реактив-
ном двигателе. 4 декабря 1933 г., заявка Н. Г. Чернышева и В. П. Глушко; заявочное
свидетельство № 138591/10881, 8 декабря 1933 г. Архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр.
№11, лл. 206—208, 214. «Пионеры ракетной техники», т. II, М., 1972, стр. 264—265.
68. Расчет реактивной установки и мотора, 17 декабря 1933 г., отчет ГДЛ, архив-
ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 27. «Пионеры ракетной техники», т. II, М., 1972,
стр. 266—280.
69. Подбор огнеупоров для камеры сгорания ракетных двигателей, отчет за
1930—1933 гг.; РНИИ; архив АН СССР, разряд 4, опись 14, № 137.
70. План работ бригад II отдела камерной, форсуночной, сопельной, насосной на
1934 г., 22 декабря 1933 г., архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 29, лл. 2—5.
711. Акт (об официальном стендовом испытании ОРМ-52), 24 декабря 1933 г., ар-
хив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 28, л. 2.
ГДЛ Инструкция для снаряжения, перевозки и пуска РЛА-1, 26 декабря 1933 г.,
73. Описание форсунки для реактивного двигателя, 2 января 1934 г.; заявочное
свидетельство № 139877/11066, 3 января 1934 г., авт. свид. № 3869, кл. 46—с*-103.
Архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 11, лл. 218, 219.
74. Уплотнительное приспособление для трубопроводов, заявочное свид. № 139878,
3 января 1934 г.
75. Жидкое топливо для ракетного двигателя и требования к материалам для*
двигателей и ракет, тезисы доклада, прочитанного на Всесоюзной конференции по воп~
500
росу применения ракетных аппаратов для исследования стратосферы, 2 марта 1935 г.»
архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 30, лл. 1, 4.
76. О коэффициенте избытка кислорода, 9 марта 1935 г., отчет РНИИ.
77. Методы испытания работы форсунок для определения их характеристики,
1935 г., отчет РНИИ.
78. Испытание двигателя 12/а (ОРМ-52) 29 мая 1935 года, протокол № 3 испыта-
ния ОРМ-52 в РНИИ, 1 июня 1935 г. архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 31. «Пио-
неры ракетной техники», т. II. М., 1972, стр. 281—283.
79. Азотный ракетный двигатель с тягой 300 кг. 1935 г., отчет РНИИ;
архив АН СССР, разряд 4, опись 14, № 33, лл. 1—9.
80. Изучение поведения топлива в двигателе, 1935 г., отчет РНИИ; архив
АН СССР, разряд 4, опись 14, № 33, лл. 11—13.
81. Альбом конструкций ОРМ, 1935 г., архив РНИИ.
82. Ракеты, их устройство и применение, изд. ОНТИ НКТП СССР, М.—Л., 1935 г.
(120 стр.). Книга написана Г. Э. Лангемак (главы I, HI, IV) и В. П. Глушко (главы
II, V, VI, VII).
83. Система охлаждения ракетного двигателя. 13 марта 1936 г. заявочное свиде-
тельство Ха 189626/15310, 20 марта 1936 г. Архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 11,.
лл. 220——223.
84. Ориентировочный расчет газогенератора на жидком топливе, 10 января
1936 г., отчет РНИИ, архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. Ха 32, лл. 6—28.
85. Термодинамические расчеты газогенератора на жидком топливе различного
состава и выбор топлива, 4 февраля 1936 г., отчет РНИИ, архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1,
ед. хр. Ха 32, лл. 30—79.
86. Расчет газогенератора, его устройство и действие, 31 марта 1936 г., отчет
РНИИ, архив ГДЛ—ОКБ, on. Ха 1, ед. хр. Ха 32«, лл. 83—116. «Пионеры ракетной тех-
ники», т II, М. 1972, стр. 316—323.
87. Жидкое топливо для реактивных двигателей, книга, издание Военной воздуш-
ной ордена Ленина РККА им. Жуковского. М., 1936 г. (224 стр.).
88. Пуск ракетного двигателя, 1936 г., отчет РНИИ (36 л.).
89. О вычислении степеней диссоциации продуктов сгорания, 1936 г., отчет РНИИ;
опубликован в сборнике РНИИ «Ракетная техника», 1937 г., вып. 4, стр. 60—74.
90. Диссоциация в ракетном двигателе, 1936 г., отчет РНИИ, архив ГДЛ—ОКБ.
оп. Ха 1, ед. хр. Ха 36, лл. 7—63. «Пионеры ракетной техники», т. II, М., 1972,.
стр. 284—303.
91. О диссоциации водорода в продуктах сгорания, 23 июня 1936 г., отчет РНИИ,
архив ГДЛ-ОКБ, on. Ха 1, ед. хр. № 36, лл. 64—97; опубликован в сборнике РНИИ
«Ракетная техника», 1937 г., вып. 5, стр. 116—136.
92. К вопросу о температуре горения в ракетном двигателе, 10 июля 1936 г.,
отчет РНИИ, архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. Ха 36, лл. 98—Ш; опубликован
в сборщике РНИИ «Ракетная техника», 1937 г., вып. 5, стр. 137—150.
93. Азотные ракетные двигатели, тезисы доклада, 22 октября 1936 г., дело
РНИИ, архив ГДЛ-ОКБ, on. Ха 1, ед. хр. Ха 37, лл. 15—17.
94. Краткое техническое описание ракетного двигателя с тягой 150 кг (ОРМ-66),
23 октября 1936 г., дело РНИИ, архив ГДЛ-ОКБ, on. Ха 1, ед. хр. Ха 37, л. 18.
95. Отчет за 1936 год. 4 ноября 1936 г., отчет РНИИ, архив ГДЛ—ОКБ, on. Хе 1,
ед. хр. Хе 39, лл. 16—47. «Пионеры ракетной техники», т. II. М., 1972, стр. 324—337.
96. Акт, 5 ноября 1936 г., о приемо-сдаточных испытаниях ракетного азотного дви-
гателя, РНИИ; архив ГДЛ—ОКБ, on. Хе 1, ед. хр. 39, лл. 2»—15.
97. Огневые испытания ОРМ-66, 1936 г., отчет РНИИ, арх. дело Хе 157.
98. Испытание газогенератора, 1936 г., отчет; архив АН СССР, разряд 4, опись 14,
Хе 44, лл. 6—43.
99. Временное описание и руководство по обслуживанию ракетного двигателя
типа ОРМ-65, 1936—1937 гг., архив ГДЛ—ОКБ, on. Ха 1, ед. хр. Ха 38.
100. Исследование зажигания в ракетном двигателе, сборник РНИИ «Ракетная
техника», 1937 г., вып. 3, стр. 59—79.
101. Выступление на совещании по газогенератору, 21 июня 1937 г., архив АН
СССР, разряд 4, опись 14, Ха 44, лл. 46—53.
102. Программа работ по исследованию скипидаров в качестве горючего для газо-
генератора, 17 июля 1937 г., Приложение, 29 июля 1937 г.; архив АН СССР, разряд 4,
опись 14, Ха 44, лл. 44, 55.
103. Акт, 27 августа 1937 г. о проведении официальных испытаний газогенера-
тора, архив АН СССР, разряд 4, опись 14, Ха 44, лл. 59—67.
104. Отчет по испытаниям газогенератора на азотном топливе в 1937 году,
архив АН СССР, разряд 4, опись 14, Ха 44, лл. 68—96.
105. Технические условия на изготовление газогенератора на азотном топливе,.
1937 г., архив АН СССР, разряд 4, опись 14, Ха 44, лл. 108—109.
1'06 . Отчет об испытаниях газогенератора на азотном топливе в 1936 г. и 1937 г..
2 сентября 1937 г., дело РНИИ.
107. Термоизоляция ракетного двигателя, 1937 г., отчет РНИИ.
501
108. Приближенные расчеты двигателей ОРМ-101, ОРМ-102, 29 октября, 1937 г.,
отчет РНИИ, а.рхив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 44, лл. 1—26. «Пионеры ракетной
техники», т. II, М., 1972, стр. 363—366.
109. Расчет газогенератора, его устройство и действие, ноябрь 1937 г., отчет,
архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 34.
НО. Журнал опытов (рукопись), 1937—1938 гг., архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1,
•ед. хр. № 41.
111. Краткий расчет и описание газогенераторной установки для морской торпе-
ды (170 стр.), 1 апреля 1940 г., архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 35.
112. Ракетная установка. 29 июля 1940 г., отчет, архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1,
ед. хр. № 24. Опубл, в «Пионеры ракетной техники», т. II, М., 19Ж стр. 367—370.
113. Охлаждение камеры-сопла (рукопись), 1941—1942 гг., дело ОКБ, архив
ТДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 46.
114. Краткое описание реактивного двигателя РД-1 (проектные данные), 24 авгу-
ста 1942 г., дело ОКБ, архив ГДЛ—ОКБ, on № 1, ед. хр. № 47, лл. И—13.
115. Реактивный двигатель на жидком топливе РД-1, 1943 г., альбом ОКБ, архив
ГДЛ—ОКБ, on. № I, ед. хр. № 50.
116. Отчет по стендовым испытаниям однокамерного реактивного двигателя РД-1,
1943 г., дело ОКБ, архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 51.
117. Отчет по стендовым и летным доводочным испытаниям реактивного двигате-
ля РД-1, 1943 г., дело ОКБ, архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 52.
118. Отчет об официальном заводском испытании реактивного двигателя РД-1,
1943 г., дело ОКБ, архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 53.
119. Реактивный двигатель РД-1. Основные данные, характеристики, краткое опи-
сание, инструкция, 1944 г., дело ОКБ, архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 59, 60.
120. Реактивный двигатель РД-3. Основные данные, характеристики и краткое
описание, 1944 г., дело ОКБ, архив ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 94.
121. Акт о разработке ОКБ—СД системы химического зажигания реактивного
двигателя РД-1, обеспечивающей двигателю высотность до потолка самолета, 27 апре-
ля 1945 г., дело ОКБ—СД, архив ГДЛ-ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 63.
122. Акт о разработке ОКБ—СД системы безударного пуска реактивного двига-
теля с химическим зажиганием РД-1ХЗ, обеспечивающей двигателю надежность запу-
ска и мягкость выхода на рабочий режим, 10 июля 1945 г., дело ОКБ—СД, архив
ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 71, лл. 1—2.
123. Краткое описание реактивного двигателя РД-1ХЗ, 1945 г., дело ОКБ, архив
ГДЛ—ОКБ, on. № 1, ед. хр. № 76, л. 104.
ОГЛАВЛЕНИЕ
От издательства
Стр.
5
ИЗБРАННЫЕ ТРУДЫ (1924—194-6 гг.)
1. Гелиоракетоплан (1928—1929 гг.)......................................
2. Металл как взрывчатое вещество (1929 г.)............................
3. Метод исследования реактивного действия (1929 г.) ...................
4. Жидкостный карбюратор (1929 г.).....................................
5. Опыты по электровзрыву жидкостей (1930 г.)...........................
6. Проволочный карбюратор (1930 г.)....................................
7 рТутный карбюратор (1930 г.) ......................................
8. Описание реактивного двигателя (1931 г.).............................
9. Отчет о состоянии работ по электровзрывам в январе—феврале 1933 г.
10. Жидкое коллоидальное топливо для реактивного двигателя (1930 г.)
11. Подача топлива в камеру сгорания (1939 г.)..........................
12. Подача топлива в камеру сгорания Р. М. (продолжение) (1930 г.)
13. Подача топлива в к.-сг. РМ (продолжение П-е) (1931 г.)..............
14. Подача топлива в к.-сг. РМ (продолжение Ш-е) 1931 г.................
15. Топливо для реактивных летательных и иных аппаратов (1930 г.)
16. Исследование влияния относительных размеров сопла на величину реактив-
ной силы (1930 г.)......................................................
17. Теплоизоляция для камер сгорания реактивных двигателей (1930 г.)
18, Подбор огнеупоров для камер сгорания ракетных двигателей (1930—1933 гг.)
19. Работа Р. М. (1930 г.) ............................................
20. О наивыгоднейшей форме сопла (1931 г.) ... ...............
21. Р. М. (порядок проектирования и осуществления) (1931 г.)............
22. Управление «ОРМ № 1» и опыты с ним (1931 г.)........................
23. Топливные баки с неподвижным центром тяжести (1931 г.)..............
24. ОРМ № 2 (1931 г.)...................................................
25. Теплопотери и охлаждение РМ (1931 г.)...............................
26. Методы измерений и приборы к ОРМ (1931 г.).........................
27. Стабилизация направления полета РЛА (1931 г.).......................
28. О Горении готовых жидких топливных смесей в полузамкнутом объеме
(1931 г.).............................................................:
29. Насосный агрегат (1932 г.)..........................................
30. Отчет по опытам с реактивными моторами, проведенными по 1-е сентября
1932 г. (1932 г.) ...................................................
31. ОРМ-4—ОРМ-22 (1932 г.) .........................................
32. Проект РЛА-100 (1932 г.) .........................................
33. Описание реактивного мотора (1933 г.)...............................
34. Дополнение к «Работе Р. М.» (1933 г.)...............................
35. Способ работы реактивного двигателя (1933 г.).......................
36. Способ повышения эффективности топлив для реактивного двигателя
(1933 г.) ......................................................:
37. Способ автоматического зажигания в реактивном двигателе (1933 г.)
38. Способ получения активной жидкости для химического зажигания в реактив-
ном двигателе (1933 г.)..................................................
39. Расчет реактивной установки и мотора (1933 г.)......................
40. ОРМ-23—ОРМ-52 (1933 г.).............................................
41. РЛА-1, РЛА-2, РЛА-3 (1933 г.).......................................
42. Форсунка для реактивного двигателя (1934 г.) ......................
43. Ракеты, их устройство и применение (1935 г.)........................
44. Азотный ракетный двигатель с тягой 300 кг (1935 г.) ...............
12
30
32
36
41
46
48
50
51
57
59i
64
66
70
71
78
84
96
103
110
111
116
121
124
128
131
133
142
143
158
160
161
164
166
168
170
172
174
184
188
190
191
225
503
Стр.
45. Система охлаждения ракетного двигателя (1936 г.) ......
46. Жидкое топливо для реактивных двигателей (1936 г.) ......
47. О вычислении степеней диссоциации продуктов сгорания (1936 г.) , . .
48. Диссоциация в ракетном двигателе (1936 г.)...........................
49. О диссоциации водорода в продуктах сгорания (1936 г.)................
50. К вопросу о температуре горения в ракетном двигателе (1936 г.)
51. Отчет за 1936 год (1936 г.)..........................................
52. ОРМ-53—ОРМ-66 (1934—1936 гг.)........................................
53. Расчет газогенератора, его устройство и действие (1936 г.)...........
54. Испытание газогенератора (1936 г.)...................................
55. Отчет по испытаниям газогенератора на азотном топливе в 1937 г. (1937 г.)
56. Газогенераторы ГГ-1, ГГ-2 (1935—1937 гг.)............................
57. Исследование зажигания в ракетном двигателе (1937 г.) ..............
58. Приближенные расчеты двигателей ОРМ-101, ОРМ-102 (1937 г.) . . .
59. ОРМ-67—ОРМ-102 (1937—1938 гг.).......................................
60. Ракетная установка (1940 г.)......................................
61. РД-1—РД-4 (1941—1946 гг.)............................................
Приложение
1. Технические условия на оборудование самолета И-4 реактивным двигателем
(1933 г.).........................................................
2. Технические требования к опытному газ-турбонасосу (1933 г.) . . . .
3. Акт (1933 г.) .......................................................
4. Испытание двигателя 12/а (ОРМ-52) 29 мая 1935 г.......................
5. Акт (1936 г.).........................................................
6. Акт (1937 г.).........................................................
7. Рождение мечты и первые шаги (автобиографический очерк)...............
8. Основные даты жизни и деятельности....................................
9. Библиография трудов В. П. Глушко по вопросам реактивных летательных
аппаратов и межпланетных сообщений (1924—1945 гг.).......................
228
231
331
339
354
365
374
386
389
396
407
413
415
429
432
435
439
448
449
450
451
453
455
459
495
498
ИБ № 13202
Валентин Петрович Глушко
ПУТЬ В РАКЕТНОЙ ТЕХНИКЕ
Редактор издательства Л. Г, Шумская
Художник £. В. Бекетов
Технический редактор Л. Я. Дубинская
Корректор А. И. Карамышкина
Сдано в набор 3/VIII—1976 г.
Подписано к печати 23/V—1977 г.
Т-09232
Формат 70X108/16 Бумага № 1 Печ. л. 44,10
Уч.-изд. л. 44,20
Цена 7 р. 22 к. Тираж 3600 экз. Изд, за к. 1035
Издательство «Машиностроение»,
107885, Москва, Б-78, 1-й Басманный пер., 3.
Московская типография № 8 Союзполиграфпрома
при Государственном комитете Совета Министров СССР
по делам издательств, полиграфии и книжной торговли,
Хохловский пер., 7., Тип. зак. 1208.

> МАШИНОСТРОЕНИЕ-