Турбореактивный двигатель получает необходимый для горения топлива кислород из окружающего воздуха, а ракета несет на себе запас кислорода вместе с горючим и, следовательно, не зависит от наличия атмосферы.

Ракетные двигатели можно подразделить на два основных класса: а) двигатели, работающие на двухкомпонентном топливе, в которых горючее и окислитель помещаются в разных баках и впрыскиваются в определенной пропорции в камеру сгорания; б) двигатели, работающие на однокомпонентном топливе, в котором горючее и окислитель находятся в связанном состоянии (к последнему классу принадлежат все ракеты на твердом топливе; существуют также ракеты на жидком однокомпонентном топливе).

Ракетные двигатели расходуют топлива более всех других типов двигателей. В современных условиях расход топлива на 1 кг тяги составляет примерно 17 кг/час у ракетного двигателя и 1,1 кг/час у турбореактивного двигателя. Однако имеется ряд областей применения, где ракетный двигатель значительно превосходит другие типы двигателей либо большей силой тяги, развиваемой на больших высотах, либо способностью развивать на короткий период времени громадную тягу на любой высоте (и это в сочетании с малым весом, небольшими размерами и простотой изготовления). Наибольшее применение ракетные двигатели на жидком топливе находят в управляемых снарядах и в истребителях-перехватчиках (в особенности с вертикальным взлетом), а также в высотных ракетах предназначенных для подъема в верхние слои атмосферы и надатмосферное пространство.

На рис. 3 показана принципиальная схема ракетного двигателя на жидком топливе (указаны два возможных способа подачи топлива). Основными агрегатами двигателя являются:

1) Камера сгорания с соплом, служащие для преобразования химической энергии топлива в тепловую и

Рис. 3. Принципиальная схема ракетного двигателя на жидком топливе. 1 — баллон со сжатым газом; 2 — редуктор давления; 3 — бак с окислителем; 4 — бак с горючим; 5 — насос подачи горючего; 6 — привод насосов; 7 — насос подачи окислителя; 8 — клапаны, регулирующие подачу топлива; 9 — форсунки; 10 — камера сгорания, 11 — сопло; 12 — ракетный двигатель.

последующего превращения тепловой энергии в кинетическую энергию вытекающей струи горячих газов. Камера сгорания вместе с впрыскивающим устройством и соплом составляют отдельный агрегат.

2) Клапаны регулирования подачи топлива в двигатель. Изменяя при помощи этих клапанов количество поступающего в камеру сгорания топлива, можно регулировать тягу двигателя.

3) Система питания топливом состоит из баков для хранения топлива и устройств для повышения давления в системе¹. Давление повышается либо при помощи насосов, либо при помощи баллонов со сжатым газом, либо при помощи газогенераторов.

¹ Для того, чтобы топливо могло впрыскиваться в камеру сгорания, необходимо, чтобы давление в подводящих топливных коммуникациях превышало давление в камере сгорания. — Прим. ред.

В ракетных двигателях на жидком топливе можно использовать самые разнообразные топлива. (Во время войны только один германский концерн БМВ испытал, правда не во всех случаях успешно, свыше 3 тыс. различных комбинаций топливных смесей.) Выбор топливной комбинации зависит от общих данных, характеризующих двигатель: его назначения, мощности (величины тяги) и продолжительности работы.

Самым важным требованием, предъявляемым к ракетному двигателю, является минимальный расход топлива, или, что то же самое, наиболее высокая удельная тяга (последняя представляет собой тягу, получаемую от сжигания одной весовой единицы топливной смеси в секунду). При выборе топлива необходимо оценить следующие его свойства: скорость воспламенения, скорость горения, стабильность компонентов, плотность, испаряемость, удельную теплоемкость в жидком состоянии, коррозионную активность, ядовитость, температуру замерзания, вязкость, а также наличие достаточных запасов и стоимость. Некоторые из пригодных для использования топлив приведены в табл. 1-3 с указанием их теоретической удельной тяги.

Наибольшую практическую ценность имеют топлива с более низким средним молекулярным весом продуктов сгорания, так как для таких топлив при данной удельной тяге требуются более низкие температуры в камере сгорания, чем для топлив с более высоким средним молекулярным весом продуктов сгорания. Отсюда наибольший интерес представляет горючее с относительно высоким процентным содержанием водорода — в особенности такие широко распространенные углеводороды, как бензин, керосин, дизельное топливо, метиловый и этиловый спирты.

Таблица 1

Таблица 2

Таблица 3

Так как современное состояние техники позволяет получить сопла с коэффициентом полезного действия порядка 95%, можно ожидать получения удельных тяг порядка 350-400 кгсек/кг. К сожалению, имеются некоторые причины, которые препятствуют этому. Важнейшей из них является то обстоятельство, что в существующих в настоящее время соплах расширение газов возможно только в пределах ограниченного диапазона давлений, в связи с чем большая часть выделяющейся энергии теряется при выхлопе. Кроме того, раньше, чем в камере сгорания разовьется температура, соответствующая такой высокой удельной тяге, начинается процесс диссоциации, который снижает процент таящейся в топливе химической энергии, высвобождаемой в камере в виде тепла.

Полезную отдачу сопла можно значительно повысить, увеличив давление газов в камере сгорания, но это влечет за собой увеличение веса двигателя. Имеется определенная оптимальная величина давления, за пределами которой всякий выигрыш в удельной тяге фактически сводится на нет соответствующим увеличением веса двигателя. Имеющиеся в настоящее время в нашем распоряжении материалы не позволяют (по крайней мере, для малых ракет) развивать температуру в камере сгорания выше 2500°С. Прежде чем допускать более высокие температуры, соответствующие более высоким удельным тягам, необходимо создать более совершенные материалы и более эффективные средства охлаждения камеры сгорания. Температуры, развиваемые в процессе сгорания углеводородов в чистом кислороде, достигают 3500° С.

В настоящее время применяются два вида топлива: самовоспламеняющиеся топлива, когда их компоненты самовоспламеняются при смешивании (например, перекись водорода и гидразин), и несамовоспламеняющиеся, когда для воспламенения топливной смеси требуется посторонний источник зажигания (например, жидкий кислород и спирт).

ЖРД расходует много топлива, поэтому его запас в снаряде очень велик. Для того чтобы свести к минимуму объем загружаемого топлива, а вместе с ним вес конструкции снаряда и его лобовую поверхность, крайне желательно использовать топлива с большой плотностью. Удобным коэффициентом, учитывающим как удельную тягу, так и плотность топлива, является объемная удельная тяга. Последняя получается умножением удельной тяги на удельный вес топливной смеси и является мерой импульса тяги двигателя на единицу объема топлива. Из сравнения удельных тяг, приведенных в табл. 1, видно, что смесь жидкого кислорода с жидким водородом¹ является весьма выгодным топливом во всех отношениях, однако одним из самых худших с точки зрения объемной удельной тяги.

¹ В сообщении из США, опубликованном в декабре 1953 г., утверждается, что фирма „Аэроджет“ (Азуса, шт. Калифорния) разработала ракетный двигатель на жидком кислороде и жидком водороде. Двигатель предназначен для управляемых снарядов.

Силовую часть ракетного двигателя, как показано схематически на рис. 3, можно подразделить на три элемента: топливные форсунки, камеру сгорания и сопло.

Основными показателями, определяющими хорошую конструкцию двигателя, являются: хорошее смешивание и распыление компонентов топлива форсунками; небольшая площадь внутренней поверхности стенок камеры сгорания, не допускающая большой теплоотдачи; полнота сгорания смеси, обеспечиваемая надлежащим объемом камеры сгорания; прочность корпуса камеры; хорошая обтекаемость внутренней поверхности камеры, с тем чтобы избежать местных перегревов и связанного с ними прогара стенок камеры (на что в значительной степени оказывают влияние форсунки); наконец, небольшой вес двигателя и простота его изготовления.

Процесс сгорания топлива можно подразделить на несколько последовательных стадий: распыление компонентов топлива и их перемешивание, подогрев смеси до температуры воспламенения и сгорание. Эти процессы в той или иной степени перекрывают друг друга в зависимости от конструкции двигателя, например распыление может сопровождаться перемешиванием, подогревом и даже частично горением. Реакция горения протекает быстрее, если компоненты находятся в газообразном состоянии, поэтому необходимо перемешивать топливо как можно более тщательно и перед воспламенением приводить его в газообразное состояние.

Форсунки по большей части создавались эмпирическим путем, поэтому было разработано много различных типов форсунок. Наиболее известной из них, пожалуй, является вихревая форсунка. Жидкость поступает в камеру вихревой форсунки по касательной к ее внутренней поверхности. Благодаря получающемуся завихрению при поступлении жидкости в камеру сгорания образуется очень тонкий вращающийся конус. Чем больше энергия вихря в камере форсунки (при постоянстве расхода. — Ред.), тем тоньше этот конус, тем на меньшие частицы распыляется жидкость и тем быстрее эти частицы нагреваются и превращаются в пар.

Для того чтобы обеспечить равномерное смешивание, во многих типах инжекторных устройств впрыск компонентов топлива производится через большое число отверстий. В двигателе Фау-2 жидкий кислород впрыскивается через множество прямых отверстий, имеющихся в специальном разбрызгивателе, а спирт впрыскивается навстречу этому дождевому потоку. В Фау-2 использовалось всего 18 впрыскивающих агрегатов, но вследствие сложности системы разрабатывался и единый инжектор кольцевого типа. Один из вариантов этого типа распылителя, изображенный на рис. 4, был сконструирован для

Рис. 4. Камера сгорания ракетного двигателя „Вассерфаль".

зенитного управляемого снаряда «Вассерфаль» В этой конструкции компоненты топлива впрыскивались через ряд радиальных отверстий, направленных под небольшим углом относительно друг друга.

Во всех упомянутых выше форсунках (за исключением форсунок ФАУ-2) — одним из основных недостатков было то, что две струи жидкостей встречались под сравнительно малым углом. Вследствии слабого напора встречающихся струй смешивание компонентов топлива в момент запуска двигателя было совершенно недостаточным. По этой причине в камере (особенно при несамовоспламеняющихся топливах) перед зажиганием могло скопиться некоторое количество топлива, достаточное для того, чтобы вызвать взрыв. Этот недостаток можно устранить либо изменением расположения форсунок, либо с помощью установки отражательного экрана. При использовании отражательного экрана, на который падают струи компонентов топлива, смешивание и возгорание смеси происходит на поверхности самого экрана. Этот способ (если не используются компоненты топлива с низкой удельной тягой) представляет интерес в основном для однократно используемых ракет, так как отражательный экран сгорает в процессе работы.

Режим высоких температур и непрерывный приток тепла создает для ракетного двигателя более напряженные условия работы, чем для любого другого теплового двигателя. В ракетном двигателе, имеющем удельную тягу 200 кгсек/кг, на единицу объема камеры за единицу времени высвобождается примерно в четыре раза больше тепла, чем в современной плавильной печи. Температура в камере сгорания большинства существующих ракетных двигателей колеблется от 1500 до 2500°С.

В зависимости от метода охлаждения камеры сгорания ракетные двигатели можно подразделить на два класса: а) «неохлаждаемые» двигатели, в которых выделяемое тепло поглощается и отводится наружу стенками камеры сгорания, и б) «охлаждаемые» двигатели, в которых стенки камеры сгорания охлаждаются целиком или частично жидкими компонентами топлива. Охлаждаемые двигатели, в свою очередь, подразделяются на два. типа: а) двигатели с наружным охлаждением, в которых охлаждающая жидкость (горючее или окислитель) перед поступлением в камеру сгорания подается в рубашку и охлаждает снаружи стенки камеры и сопла, и б) двигатели с внутренним, или «пленочным», охлаждением, в которых часть топлива в качестве охлаждающей жидкости вводится внутрь камеры сгорания обычно через ряд небольших отверстий, просверленных в стенке камеры. Эта жидкость (или ее пары) образует тонкую охлаждающую пленку по всей внутренней поверхности камеры сгорания.

Камера сгорания неохлаждаемого двигателя обычно изготовляется из металла, масса которого способна поглотить отводимое тепло за короткий промежуток времени сгорания топлива (обычно менее 60 сек.). Если в двигателе используются специальные виды топлива (например, перекись водорода как однокомпонентное топливо), при котором температура реакции не превосходит 500°С, то камеру можно изготовлять из очень легкого металла и двигатель сможет работать очень долгое время. Если же используются топлива, развивающие значительно более высокие температуры, то для обеспечения отвода тепла оболочку неохлаждаемой камеры нужно было бы изготовлять из металлов, обладающих достаточно высокой теплоемкостью и теплопроводностью. Поскольку же такие металлы большей частью имеют относительно низкие температуры плавления (например, медь, алюминий), то вместо них можно использовать материалы, имеющие высокую температуру плавления (керамика или графит), хотя они обладают значительно худшей теплоемкостью и теплопроводностью. Основное затруднение в использовании этих материалов заключается в том, что керамика сильно трескается под воздействием температурных напряжений, а графит под влиянием трения и окисляющего действия раскаленных газов легко подвержен эрозии особенно в горловине сопла. Работа мощных неохлаждаемых ракетных двигателей с металлической камерой в условиях высоких тепловых нагрузок ведет к тому, что эти двигатели оказываются настолько тяжелыми, что практически они могут быть использованы только при весьма кратковременной работе. Поэтому наибольший интерес представляет использование охлаждаемых ракетных двигателей.

В современных ЖРД используется преимущественно наружное охлаждение. Как уже было сказано, в этом случае горючее до введения его в камеру сгорания поступает в рубашку охлаждения камеры сгорания и сопла; наиболее напряженным в тепловом отношении участком является горловина сопла и непосредственно прилегающие к ней сужающиеся стенки. Циркулируя в рубашке, окружающей двигатель, горючее поглощает тепло, отдаваемое стенками камеры сгорания и сопла, и в нагретом состоянии поступает в камеру сгорания. Это дает возможность использовать для работы двигателя тепло, которое в иных условиях оказалось бы потерянным. Благодаря регенеративной системе охлаждения оказалось возможным сконструировать ракетный двигатель в его современном виде, со сварной камерой сгорания из листовой стали.

Многообещающей системой регулирования потока тепла через стенки ракетного двигателя является уже упомянутая система внутреннего пленочного охлаждения, когда охлаждающая жидкость вводится в камеру сгорания через специальные, равномерно распределенные по всей поверхности камеры отверстия. Жидкость расплывается по стенкам в виде тонкой пленки, которая, испаряясь, превращается в слой пара, обладающий во много раз большей теплопоглощающей способностью, чем жидкостная пленка. Благодаря этому явлению тепло не нуждается в отводе через стенки камеры сгорания.

Наиболее удачным примером ЖРД с внутренним пленочным охлаждением камеры сгорания был двигатель снаряда Фау-2. В этом снаряде около 3% всего расхода топлива подводилось к стенкам камеры для образования охлаждающей пленки, причем около половины последней сгорало в камере, а оставшаяся часть уносилась вместе с выходящими газами. Впрыск топлива в качестве охлаждающей жидкости в камеру сгорания производился через небольшие отверстия в стенках камеры, расположенные в виде четырех кольцевых поясов; такое расположение отверстий было определено чисто опытным путем. Большие возможности для дальнейшего развития способа пленочного охлаждения открывает применение пористых стенок камеры сгорания и сопла (из спекшегося металлического порошка).

Эрозия сопла обычно ограничивает срок службы ракетного двигателя. При современных топливах сопло с жидкостным охлаждением может проработать несколько часов; ракетный двигатель Фау-2, сконструированный для работы в течение максимум 68 сек., испытывался на стенде больше часа периодами по 50 сек. каждый, причем после этого не было обнаружено каких-либо серьезных повреждений горловины сопла. Ракетный двигатель 109-509А2 проработал на стенде непрерывно в течение 90 мин. Однако для однократно используемых ракет часто оказывается возможным пренебречь некоторой эрозией сопла и построить более легкий двигатель, чем для многократно используемых снарядов. Кроме того, если не предполагается участие человека в полете, то дополнительное снижение веса можно получить уменьшением запаса прочности.

Скорость подачи топлива в ЖРД настолько высока, что приходится создавать довольно сложную систему питания горючим. Вес этой системы составляет значительный процент от общего веса двигателя, в связи с чем было сделано немало усилий для того, чтобы максимально облегчить эту систему. В настоящее время применяются турбонасосные системы подачи топлива и системы подачи под давлением. Системы подачи топлива под давлением можно, в свою очередь, подразделить на газобалонные системы и системы, работающие от газогенератора.

В простейших системах питания используют для подачи сжатый газ. Пока что эти системы остаются наиболее распространенными. Они особенно пригодны для таких ракетных установок, продолжительность работы которых не превышает 60 сек. Газогенераторная система особенно перспективна потому, что она позволяет создать наиболее легкий двигатель. Есть несколько вариантов этой системы, главнейшими из которых являются следующие: пиротехническая система подачи, при которой газ образуется за счет медленного горения шашки твердого топлива (обычно кордита), помещенной в патрон; газогенераторная система, работающая на основном топливе ракеты, и газогенераторная система, работающая на вспомогательном горючем.

В насосных системах подачи практически единственным видом привода насосов является привод от турбины. Во всех турбонасосных системах, разработанных до настоящего времени для работы турбины устанавливается отдельный парогазогенератор (например в двигателях «Вальтер» 109-509). При работе этого двигателя часть перекиси водорода подается помпой по отдельному трубопроводу в каталитическую камеру, где образуется парогазовая смесь (кислорода и воды) с температурой около 500° С. Эта парогазовая смесь заставляет вращаться колесо одноступенчатой турбины, которая и приводит в действие топливные насосы турбонасосного агрегата. Запуск турбонасосной системы производится либо от электромотора, либо при помощи дополнительной стартовой подачи перекиси водорода.

При разработке системы подачи топлива с помощью газогенератора было испробовано много различных схем. Лучшими из них оказались подача топлива с помощью медленно горящего пиротехнического патрона и использование для газогенерации основных самовоспламеняющихся компонентов топлива.

Рис. 5. Система питания двигателя „Вассерфаль". 1 — визоль; 2 — пусковые клапаны; 3 — автоматический регулировочный клапан; 4 — азотная кислота; 5 — трубопроводы в камеру сгорания.

Интересной является система подачи, разработанная для двигателя «Вассерфаль». Для образования необходимого для подачи сжатого газа здесь используются основные самовоспламеняющиеся компоненты топлива: азотная кислота и визоль (смесь виниловых соединений); схематически эта система показана на рис. 5. Из схемы видно, что два бака с компонентами топлива соединены между собой трубкой, в которую включены пусковой клапан и регулируемый при помощи давления в баках предохранительный клапан автоматического контроля подачи. Вторая трубка, также снабженная пусковым клапаном, соединяет расширительные пространства баков (не заполненные горючим пространства в верхней части баков). Для приведения системы в действие нужно открыть оба пусковых клапана. Тогда горючее начнет поступать в бак с азотной кислотой и выделяющийся в результате реакции газ начнет скапливаться в расширительных пространствах баков, увеличивая подачу топлива. Как только давление газа в расширительных пространствах поднимется до расчетной величины, в действие вступит предохранительный клапан, который будет поддерживать постоянное давление в обоих баках и тем самым обеспечит постоянную подачу топлива в камеру сгорания.

Для двигателя «Вассерфаль» также была разработана пиротехническая система подачи топлива (рис. 6). Газогенератор состоит из стального цилиндра, содержащего пиротехнический заряд; цилиндр соединен со стальным дозирующим дросселем и изолирован в нижней части керамической плитой. К стальному цилиндру присоединен небольшой водяной бачок, из которого вода подается разбрызгиванием в дроссель и охлаждает находящиеся там газы до желаемой температуры.

Первая из описанных систем подачи горючего для двигателя «Вассерфаль» значительно проигрывает в весе по сравнению с пиротехнической системой; она весит 320 кг, тогда как последняя — всего 78 кг.

Обычно твердые топлива предпочитают в тех случаях, когда от двигателя требуется высокая тяга в течение короткого промежутка времени. Чаще всего твердые топлива используются в стартовых ускорителях управляемых снарядов, самолетов, а также в небольших снарядах.

Рис. 6. Пиротехнический аккумулятор давления („Вассерфаль"). 1 — стальной корпус; 2 — пороховой заряд; 3 — прорывающиеся диафрагмы; 4 — запальник; 5 — керамический изолятор; 6 — водяной бачок; 7 — форсунки для разбрызгивания воды; 8 — стальной дозирующий дроссель.

Вследствие простоты конструкции ракетный двигатель на твердом топливе имеет большое преимущество перед ЖРД. По существу, он представляет собой всего лишь камеру сгорания, заполненную топливом; однако в целом он имеет более низкую удельную тягу и при большом времени работы оказывается очень тяжелым.

Простейшим твердым топливом является черный порох, который запрессовывается в корпус двигателя таким образом, что в центре заряда образуется полый конус с основанием у сопла. Этим обеспечивается значительная поверхность горения заряда и наивысшая для этого типа ракет тяга, и вместе с тем корпус ракеты предохраняется от вредного воздействия высоких температур, так как горение происходит внутри порохового заряда и корпус ракеты начинает нагреваться только тогда, когда пламя подходит к стенкам камеры.

Однако в настоящее время ракеты с конусообразной полостью внутри заряда находят мало применения; такая форма заряда используется главным образом в сигнальных и фейерверочных ракетах.

Бездымные пороха, применяемые в современных ракетных снарядах, имеют в своем основании нитроцеллюлозу. Большинство из них, например кордит и баллистит, содержит, кроме того, нитроглицерин. Эти пороха имеют то преимущество, что их можно изготовлять в виде трубок или шашек любой длины и сечения. Это позволяет регулировать соотношение между общей поверхностью и весом заряда, от чего зависит интенсивность газообразования, а следовательно, и давление газов.

При изготовлении кордита пироксилин смешивают с нитроглицерином; в полученную массу добавляют ацетон и месят ее в течение нескольких часов; затем добавляют вазелин и месят снова. Ацетона добавляют столько, чтобы в нем полностью растворились и прочно соединились с вазелином два основных компонента. Затем все еще вязкая масса кордита продавливается через соответствующие матрицы, которые и придают пороху его окончательную форму. Это так называемый «влажный» способ, который используется при производстве зернистых порохов для винтовочных патронов, артиллерийских снарядов и некоторых ранних типов ракет,

Одним из основных недостатков первых кордитовых ракет было то, что порох в них оказывался слишком хрупким и не выдерживал больших ускорений. В результате усилий, направленных на повышение прочности этих порохов, был разработан процесс сухого прессования, в котором круглые плиты кордита подвергались нагреванию и затем пропускались через матрицы под большим давлением. Таким способом были получены пороховые шашки с большой толщиной горящего¹ свода, отличающиеся высокой механической прочностью.

¹ Время сгорания пороха в основном завидит от толщины горящего свода шашки.

Чтобы обеспечить равномерное газообразование шашкам пороха при изготовлении обычно придают трубчатую форму, так что при закладке заряда в стальную камеру сгорания между стенками последней и шашками всегда остаются просветы, через которые могут проходить пороховые газы. Такие трубчатые шашки часто имеют ребристую поверхность для фиксирования их положения в камере сгорания.

В целях достижения стабильности направления полета необходимо, чтобы снаряду в короткое время было сообщено большое ускорение, которое зависит от скорости сгорания заряда. В современной практике поджигание заряда ракеты осуществляется электрическим запалом в головной части шашки. В результате горящие газы до выхода из сопла омывают всю поверхность заряда, повышая скорость его горения, а следовательно, и давление газов внутри камеры сгорания. Скорость горения и величина давления в камере находятся в прямой взаимной зависимости, то есть давление газов в такой же мере влияет на скорость горения, в какой последняя влияет на давление. Горение пороховой шашки происходит как внутри, так и снаружи, и по мере того, как внешняя поверхность шашки сокращается, возрастает ее внутренняя поверхность, вследствие этого создается высокая и равномерная тяга.

Методом сухого прессования можно изготовить удлиненные шашки кольцевого или крестообразного сечения. Такие шашки наиболее подходят для реактивных снарядов, в особенности классов «воздух — земля» и «воздух — воздух». В самолетных ускорителях и в ускорителях взлета ракетных снарядов обычно применяются шашки большого диаметра: например, в снаряде «Тайни Тим» используется заряд баллистита, состоящий только из четырех сухопрессованных шашек по 18 кг каждая.

В высокоскоростных реактивных снарядах, быстро расходующих топливо, в целях получения максимального ускорения, толщина свода шашек должна быть относительно небольшой. Такие шашки более подвержены разрушению под действием напряжений, вызываемых ускорением, в особенности в конце горения, когда свод шашки становится тоньше. Этому также способствует омывающая заряд струя газа, которая стремится заострить шашку у сопла; естественно, важно как можно больше отдалить этот момент.

Интенсивность горения зависит не только от размеров пороховых шашек, она также весьма чувствительна к температуре окружающей среды, в которой происходит полет. Это обстоятельство создает чрезвычайно серьезные затруднения, так как ракетные двигатели должны работать при температуре в пределах от + 60° в тропиках до — 51°С в Арктике. Например, ракета, спроектированная для эффективной работы при низких температурах, скажем -23° или -51° С, должна также выдерживать повышенное давление, создающееся вследствие более интенсивного газообразования при температуре среды +60°С. Камера сгорания и сопло должны быть рассчитаны на максимальное давление, а это значит, что двигатель приходится делать более прочным (и более тяжелым), чем в том случае, если бы интенсивность горения не повышалась с повышением внешней температуры. Таким образом, при низких температурах камера, имеющая достаточную прочность, чтобы удовлетворять всем температурным условиям, значительно проигрывает вследствие пониженного отношения тяги к весу двигателя. Физически это объясняется большой потерей тепла, поглощаемого стенками ракеты и через них окружающей атмосферой. Благодаря этому последующие слои сгорающего заряда получают все меньше и меньше тепла и процесс горения замедляется,

При использовании в качестве топлива кордита и стальной камеры сгорания невозможно получить отношение веса топлива к весу двигателя более 40% из-за высокой температуры горения (800°С вблизи сопла). Опыты, проведенные в Америке, показали, что ракетный двигатель с зарядом баллистита, рассчитанный на тягу в 450 кг при температуре +32° С, при температуре +4° С смог развить тягу всего лишь в 270 кг. Произведение величины тяги на время горения осталось, однако, примерно постоянным.

Значительно лучших показателей в особенности для крупных ракет удалось достигнуть, используя пластические топлива, которые горят параллельными слоями начиная с заднего торца (от сопла) топливной шашки (так, как сгорает папироса). Такие топлива широко применяются в США для изготовления стартовых ускорителей. Они составляются из различных компонентов.

Первые опыты с пластическим топливом были произведены в июне 1942 г. в Гугенхеймской авиационной лаборатории Калифорнийского технологического института (США). Полученный состав был назван «гальсит-53»¹.

¹Гальсит — сокращенное название лаборатории: Guggenheim Aeronautical Laboratory of the California Institute of Technology. Число 53 указывает порядковый номер опыта, при котором был получен данный состав.

При постановке опыта, в результате которого был получен гальсит-53, в качестве окислителя был применен перхлорат — соль, представляющая собой белый порошок. Эта соль имеется в изобилии. Она обладает ценными качествами: содержит значительное количество кислорода, создает высокую температуру горения, отличается хорошей химической и физической стойкостью. Основным горючим материалом нового сорта топлива является особый вид асфальта с небольшой примесью нефти.

Топливную смесь приготовляли следующим образом. Сначала асфальт и нефть нагревали в смесительном котле до +177°С. Затем, перемешивая, туда добавляли перхлорат. После того как полученное топливо достаточно остывало, его загружали в камеру сгорания периодически встряхивая, чтобы обеспечить равномерную плотность массы по всей камере. Перед зарядкой камеры сгорания ее стенки смазывали горячей смесью асфальта с нефтью. По окончании зарядки топливу давали некоторое время для затвердевания.

В окончательном виде гальсит-53 представляет собой черную массу, напоминающую гудрон при обычной температуре. Он почти не поддается детонации. Поджечь его спичкой очень трудно, но, загоревшись, гальсит горит очень энергично белым пламенем, давая густой белый дым. Сжигаемое в камере сгорания под давлением 126 кг/см², это топливо создает среднюю скорость истечения газов 1620 м/сек при средней скорости сгорания 3,18 см/сек. Новое топливо имело некоторые преимущества по сравнению с более ранними образцами, испытанными в лаборатории: его легче приготовить и его компоненты более доступны, его можно долгое время хранить при достаточно широком диапазоне температур, не опасаясь порчи, в то время как более ранние сорта этого же топлива имели тенденцию к усыханию в упаковке, образуя мельчайшие трещины, приводившие к взрывам.

Снаряженные этим новым топливом ракеты рекомендовалось запускать при температурах от +4 до +38° С. При более высоких температурах топливо размягчалось и становилось текучим. Поэтому совершенно необходимо было создавать соответствующие условия для хранения уже снаряженных ракет.

Ракетный двигатель под топливо гальсит-53 был сконструирован по заданию авиационного отдела морского министерства США. Он имел примерно 330 мм в длину и 140 мм в диаметре. Задняя плита двигателя, закрепленная на резьбе в конце камеры сгорания, снабжена соплом, электрозапалом и предохранительным устройством в виде медной мембраны, которая прорывается, когда давление в камере достигает 210 кг/см², и открывает выход газам.

Новая модификация топлива гальсит-53 широко использовалась в ускорителе «Аэроджет» 12 AS-1000D-1, который развивал тягу 454 кг в течение 12 сек. при давлении в камере сгорания 125 ат. Обладая удельной тягой, соответствующей удельной тяге кордита, это топливо не является хрупким, его скорость горения лишь незначительно повышается с повышением температуры и давления. Температура горения топлива позволяет изготовлять камеру сгорания из легкого сплава, а не из стали, поэтому отношение веса топлива к весу двигателя достигает 60%.

По существу, прямоточный реактивный двигатель представляет собой не что иное, как открытый цилиндр, внутрь которого впрыскивается горючее. Для запуска двигатель требует некоторой скорости движения, которая обычно создается при помощи ракетного ускорителя с зарядом твердого топлива. Запуск можно произвести также с самолета, летящего со скоростью не менее 500 км/час. Смесь воздуха с горючим поджигается и горит непрерывно, пока поток воздуха проходит через камеру сгорания. Газы вытекают через выходное отверстие со значительно большей скоростью, чем скорость воздушного потока, поступающего в воздухозаборник. Эта разница в скоростях и порождает тягу двигателя.

Прямоточный реактивный двигатель в чистом виде становится практически применимым уже на высоких дозвуковых скоростях, но максимальной эффективности достигает при числах Маха, равных 2,5-3,0, когда его весовой расход примерно в шесть раз меньше расхода топлива, равноценного по тяге ракетного двигателя. Рабочий потолок прямоточного двигателя имеет порядок 18 тыс. м.

Несмотря на кажущуюся простоту конструкции прямоточного двигателя, при его проектировании возникают значительные трудности. Прямоточный двигатель оказывается не проще обыкновенного ЖРД; и тот и другой не могут работать без систем подачи топлива, которые по сложности примерно одинаковы. Прямоточный активный двигатель требует сложной системы регулирования подачи горючего, чтобы обеспечить его нормальное сгорание в различных условиях. Трудно создать прямоточный реактивный двигатель, который был одинаково эффективен на различных высотах и скоростях, так как для этого требуются необычные механизмы управления и изменяемая в полете конфигурация камеры сгорания. Таким образом, оказывается, что каждый данный двигатель эффективен только в пределах очень ограниченного диапазона условий работы (рис. 7), а это сильно снижает его эксплуатационную ценность.

Р и с. 7. Коэффициенты тяги прямоточных двигателей. 1 — двигатель, конфигурация диффузора и сопла которого соответствуют текущему значению числа Маха; 2 — три двигателя с конфигурацией камеры сгорания, рассчитанной на скорость полета соответственно Ма = 1,5, 2,25 и 3,5.

Наилучшие перспективы, кажется, сулит запуск снаряда с прямоточным двигателем с самолета, поскольку двигатель получает возможность с самого начала действовать на расчетной высоте. Если снаряд с прямоточным двигателем запускается с истребителя перехватчика, летящего со сверхзвуковой скоростью, для него не требуется специальный ускоритель.

Несколько ранее в целях устранения недостатков, связанных с особенностями чисто прямоточного реактивного двигателя, изучались возможности создания «прямоточной ракеты». В этом случае жидкостный ракетный двигатель помещался в центре канала прямоточного двигателя. Предполагалось, что эта комбинация обеспечит двойную выгоду: ракетный двигатель создавал бы тягу, необходимую для пуска снаряда, и одновременно по достижении необходимой скорости полета служил бы в качестве запальника для прямоточного двигателя; более того, предполагали, что в задней части прямоточного канала образуется область пониженного давления, которая должна была способствовать засасыванию воздуха и тем улучшать общую характеристику прямоточного двигателя. На практике, однако, оказалось, что такая комбинация ракеты с прямоточным двигателем на скоростях свыше 0,3 Ма неэффективна.

Изучение проблемы приспособления прямоточного реактивного двигателя к условиям работы на всех высотах привело к выдвижению других предложений, преследующих цель объединения свойств ракеты и прямоточного двигателя в одном агрегате. Например, фирма «Борг-Варнер» запатентовала конструкцию прямоточного двигателя, в котором наряду с обычным горючим (керосин) предусматривался запас окислителя и автоматическое приспособление для регулирования его подачи с целью поддержания стабильного фронта пламени.

Сгорание в прямоточном реактивном двигателе в идеальном случае должно происходить по фронту пламени, остающемуся неподвижным относительно рабочего канала. Положение фронта пламени в канале зависит от соотношения трех скоростей: 1) скорости горения смеси горючего с воздухом; 2) скорости воздушного потока «относительной» скорости (т. е. скорости фронта пламени относительно стенок камеры сгорания, являющейся векторной суммой скоростей 1 и 2). Эта третья скорость, очевидно, будет меняться в зависимости от соотношения количеств горючего и кислорода в смеси и атмосферного давления, следовательно, от высоты полета снаряда.

По замыслу конструкторов фирмы «Борг-Варнер» окислителем должен быть один из представителей класса нитроалифатических соединений (нитрометан, нитроэтан, нитропропан и т. д.), известных в ракетной технике под названием «монотоплив». Каталитическое действие монотоплива должно повысить относительную скорость и может быть использовано для возвращения фронта пламени в его надлежащее положение в случае его отставания. Коэффициент полезного действия и тяга прямоточного двигателя возрастают с увеличением скорости полета снаряда, но присутствие нитроалифатического соединения в топливе позволяет создать в камере сгорания во время полета снаряда, скажем, на скорости, соответствующей 0,8 Ма, такие же условия, как и при скорости, соответствующей 2,0 Ма. Кроме того, на большой высоте полета снаряда примесь нитроалифатического соединения обеспечит дополнительное питание двигателя кислородом. Практически это происходит таким образом: с увеличением высоты полета снаряда клапаны подачи керосина прогрессивно закрываются, в то время, как клапаны подачи окислителя в такой же мере открываются. Через эти клапаны обе жидкости поступают в смесительную камеру, а оттуда — к форсункам.

Рис. 8. Зависимость термического к. п. д. от степени сжатия.

В недавно опубликованной статье М. Харнед, главный конструктор авиационной фирмы «Маркуардт» (Ван Нуйс, шт. Калифорния), приводит некоторые интересные сравнительные данные относительно прямоточных и других типов реактивных двигателей. На рис. 8 показана типичная зависимость между термическим к. п. д. и степенью сжатия для любого двигателя внутреннего сгорания; числа Маха для полета снаряда с прямоточным двигателем, нанесенные по верхней горизонтальной оси, ясно показывают, что термические к. п. д. для этого типа реактивного двигателя, которые можно сравнивать с к. п. д. для других типов двигателей, могут быть получены только на скоростях, соответствующих примерно 2,0 Ма (степень сжатия около 7:1).

Харнед указывает, что при решении вопроса о практической целесообразности применения прямоточной силовой установки необходимо принять во внимание пять следующих факторов: а) характеристика двигателя; б) надежность в работе; в) стоимость; г) простота установки; д) простота обслуживания.

Характеристика. Турбореактивный двигатель с дожиганием топлива внутри сопла, возможно, позволит снаряду достигнуть скорости порядка 2700 км/час; при этой скорости температура на входе в двигатель приближается к максимально допустимой температуре лопаток турбины. Для прямоточных снарядов максимальная скорость как будто бы остановилась у предела примерно 4,0 Ма или 4350 км/час. Дальнейшее повышение скорости лимитирует температура внешней оболочки снаряда, которая достигает 760°С. При более высокой температуре оболочка снаряда буквально раскалилась бы докрасна. Более того, как видно из рис. 7, коэффициент тяги двигателя на этой скорости уже обнаруживает тенденцию к снижению вследствие ограниченности роста температуры, получаемой от углеводородных горючих, которые при горении в воздухе развивают температуры не выше 1930°С.

На рис. 9 даны примерные кривые зависимости отношения мощности двигателя к его весу от числа Маха для различных типов силовых установок. Кривые показывают, что для будущих самолетов и управляемых снарядов имеется еще огромный резерв мощности на единицу веса двигателя — мощности столь необходимой, ибо при числах Маха, больших единицы, общая потребная мощность двигателя прямо пропорциональна кубу скорости а отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению оказывается в четыре-десять раз меньше, чем при дозвуковых скоростях. На основании рис. 9 можно сделать вывод, что с точки зрения веса конструкции прямоточный реактивный двигатель имеет реальные преимущества на всех скоростях выше 0,6 Ма.

Самым существенным, однако, является удельный расход горючего. На рис. 10 показано изменение удельного расхода горючего для различных типов двигателей в зависимости от числа Маха. Из графика видно, что при скоростях, превышающих 2 Ма, прямоточный реактивный двигатель становится достаточно экономичным, но на скоростях ниже 1,0 Ма расход горючего чрезмерно велик. Здесь интересно привести следующие цифры: на высоте 10 500 м 2,0 Ма соответствует скорости около 2120 км/час, 1,0 Ма соответствует 1060 км/час и 0,6 Ма — около 630 км/час.

Р и с. 9. Отношение мощности двигателя к его весу в зависимости от числа Маха. 1 — ракетный двигатель; 2 — прямоточный двигатель; 3 — турбореактивный двигатель с дожиганием топлива внутри сопла; 4 — турбореактивный двигатель; 5 — поршневой двигатель.	Р и с. 10. Удельный расход топлива в зависимости от числа Маха. 1 — ракетный двигатель; 2 — прямоточный двигатель; 3 — турбореактивный двигатель с дожиганием топлива внутри сопла; 4 — турбореактивный двигатель; 5 — поршневой двигатель.

Надежность. В отношении надежности прямоточный реактивный двигатель является наиболее многообещающим. Конечно, такое предсказание делать рискованно. Но если учесть, что полностью укомплектованный сверхзвуковой двигатель мощностью свыше 100 тыс. л. с. имеет всего лишь полдюжины подвижных частей, включая агрегаты нагнетания и регулировки подачи топлива, можно сделать вывод, что для такого предположения основания имеются. Кроме того, следует помнить, что ни одна из этих немногих подвижных частей не соприкасается с горячими газами, что нельзя сказать о других газовых двигателях (за исключением «пульсирующего» реактивного двигателя).

Стоимость. Вообще говоря, производственная стоимость двигателя, приходящаяся на единицу его веса (кг), независимо от типа двигателя всегда более или менее одинакова. Поэтому, стоит только еще раз взглянуть на рис. 9, и станет совершенно ясно, что прямоточный реактивный двигатель имеет очень низкую стоимость на единицу мощности (л. с.). Кроме того, при скоростях свыше 2 Ма эксплуатационная стоимость этого двигателя в отношении потребляемого топлива ниже, чем любого другого двигателя.

Установка. Прямоточные реактивные двигатели легко устанавливаются особенно внутри продолговатых оболочек, а в реактивных снарядах они идеальны для помещения их на концах крыльев или на хвостовом оперении. Преимуществом такого рода установок является незатрудненный доступ к двигателю для его обслуживания и замены, тогда как фюзеляж, в значительной мере свободный от вибрации, может быть использован для размещения всякого другого оборудования.

Обслуживание. Вследствие чрезвычайной простоты двигателя его обслуживание не представляет затруднений.

Фирма «Маркуардт» приступила к разработке конструкции сверхзвукового прямоточного реактивного двигателя в 1947 г. Значительная часть более ранней деятельности фирмы была посвящена созданию вспомогательных агрегатов в качестве предпосылки к постройке совершенно надежного двигателя. Поскольку прямоточный двигатель не имеет ротативного источника мощности, огромное значение приобретает удачная конструкция турбонасоса, необходимого для подачи большого количества горючего и приводимого в действие входящим потоком воздуха (рис. 11, внизу слева). Поступая в двигатель через воздухозаборник, находящийся непосредственно в двигателе или в корпусе снаряда, воздух проходит через конический дроссель, который гидравлически управляется регулятором, установленным в верхней части двигателя. Дроссель имеет возможность закрываться и открываться и регулирует подачу воздуха на колесо турбины, соединенное через коробку передач с насосом и приводами других агрегатов. Некоторые такие воздушные турбонасосы требуют затраты мощности до 100 л. с.

Р и с. 11. Гипотетический снаряд с ЖРД и подвесным прямоточным двигателем. 1 — антенна радиолокационного координатора цели системы самонаведения; 2 — боевой заряд; 3 — крыло и рули; 4 — топливо для ЖРД и горючее прямоточного двигателя; 5 — ЖРД; 6 — сервомеханизм управления; 7 — сопло; 8 — стабилизатор пламени; 9 — топливная форсунка; 10 — регулятор подачи топлива; 11 — диффузор. Внизу слева: турбонасос фирмы „Маркуардт", приводимый в действие потоком воздуха. Внизу справа: автоматический регулятор подачи топлива для сверхзвукового прямоточного двигателя фирмы "Маркуардт".

Одним из важных агрегатов прямоточного двигателя является автоматический регулятор подачи горючего (рис. 11, внизу справа). Он выполняет три различные функции: во-первых, он регулирует поступление горючего в зависимости от величины скорости полета; во-вторых, он автоматически дозирует поступление горючего в зависимости от высоты полета; и, в-третьих, регулятор подачи должен предохранять двигатель от того, чтобы он не заглох, если снаряд в управляемом полете примет настолько большие углы атаки, что это может повлиять на работу воздухозаборника.

Humphries J., Problems in Rocket Development, Journal of the British Interplanetary Society, March 1947.

„Ramjet Possibilities», Flight, 3 July 1953.

Сleaver A. V., Rockets and Assisted Take-off, Journal of the Royal Aeronautical Society, February 1951.