Рис. 2. Ракетоплан РП-218
Стартовый вес 1600 кг, площадь крыла 7,2 м'1, скорость 850 км/ ас, потолок 9 км. Тяга трех
двигателей ОРМ-65 900 кг
Рис. 3. Ракетоплан РП-218-1 (РП-318-1). Общий вид
Стартовый вес 660 кг, площадь крыла 22 мг; максимальная тяга ЖРД РДА-1-150 150 кг;
запас топлива 75 кг
\
Ракетные установки для самолетов
В годы Великой Отечественной войны С. П. Королев был заместителем главного конструктора ОКБ-16 по летным испытаниям и руководил разработкой ракетных двигательных установок для серийных боевых самолетов, разрабатывавшихся на основе ЖРД РД-1 (рис. 6) конструкции В. П. Глушко — главного конструктора ОКБ-16.
Под руководством С. П. Королева были созданы вспомогательные ракетные двигательные установки для бомбардировщика Пе-2 и других самолетов. На рис. 7 представлена схема ракетной установки на самолете, на рис. 8—10 — кислотная, керосиновая и воздушная системы установки РУ-1. На рис.11 и 12 показаны установка РД-1ХЗ конструкции В. П. Глушко на самолете Пе-2 и наземные испытания двигателя.
В период с 1943 по 1946 г. было осуществлено около 400 огневых запусков этих установок на самолетах, при этом была показана их высокая надежность и эффективность.
Установкой ЖРД на самолетах было достигнуто существенное увеличение скорости полета и скороподъемности. Так, например, установка ЖРД на самолете Пе-2 увеличивала максимальную его скорость на 46—68 км/час в зависимости от высоты полета и тяги двигателя (рис. 4). Пе-2 достигал с включенным ЖРД высоты 6 км за 8,6 мин, в то время как без ЖРД самолет поднимался на ту же высоту за 12,8 мин (рис. 5). Таким образом, бое-
550 , км/час
Рис.
Рис. 5
Рис. 4. Максимальные скорости по высотам (самолет Пе-2) Рис. 5. Время набора высоты Я=5000 м; тяга 280 кг (самолет Пе-2) I — без РД-1, полет 20 августа 1943 г. Gcp = 7750 кг; II — с РД-1, полет 8 сентября 1943 г. GBa4 = 8200 кг; GCp = 7750 кг
737И манометрам давлений на входе о рубашку
Рис. 6. Двигатель РД-1 (схема, 1942—1943 гг.)
1 — вспомогательный клапан; 2 — основной клапан 3 — обмотка электромагнита; 4 — нагревательный элемент; 5 — мембрана; в — контакты; 7 — заливные; пробки; S — фильтр; 9 — трубка е жиклером; 10 — регулятор состава смеси; 11 — пусковой клапан; 12 — свеча; 13 — головка зажигания; 14— диафрагма; is— форсунка керосиновая; 16 — форсунка кислотная; 17 — завихритель форсунки; is — коллектор; 19 — реле давления газа; 20 — сильфон; 21 и 22 — контакты; 23 — предохранительный клапан; 24 — блокировочное реле; 25 — реле времени; 26 — реле промежуточное; 27 — обмотка
трубопровод высокого давления
Рис.8
г з
Рис. 10
Рис. 8. Кислотная система установки РУ-1
1 — кислотный бак; 2 — предохранительный кожух; 3 — вентиль для заправки и слива; 4 — топливный вентиль с эжектором; 6 и 6а — слив из предохранительного кожуха; в — компенсационный бачок; 7 — насосный аргегат; S — предохранительный клапан; 9 — привод с передачей к насосу; 10 — сливной бачок; 11 — щиток механика; 12 — воздушный фильтр; 13 — обратный клапан; 14 — отстойник дренажа; 1а — дренажный кран; 16 — вывод в атмосферу; П — дренажный предохранительный клапан; IS — дре. нажный жиклер; 19 — щиток экспериментатора; 20 — фильтр; 21 — камера сгорания
Рис. 9. Керосиновая система установки РУ-1
1 — керосиновый бак; 2 — заливной бачок; 3 — топливный вентиль с эжектором; 4 — топливный жиклер; 5 — компенсационный бачок; 6 — насосный агрегат; 7 — предохранительный клапан; 8 — щиток механика; 9 — привод с передачей к насосу; 10 — переходный штуцер; 11 — отстойник дренажа; 12 — дренажный кран; 13 — вывод в атмосферу; 14 — дренажный предохранительный клапан; IS — дренажный жиклер; 16 — щиток экспериментатора; 17 — фильтр; IS — камера сгорания; 19 — кран для заливки трубопровода
Рис. 10. Воздушная система установки РУ-1
1 — воздушные баллоны; 2 — щиток механика; 3 — зарядный штуцер; 4 — кран наполнения баллонов РУ от аэродромного баллона; 6 — манометр давления; 6 — кран наполнения (резервный); 7— клапанная коробка; 8—пусковой кран; 9 — редукторы давления; Ю — манометр до 60 атм\ 11 — электромагнитный пневмоклапан; 12 — карбюратор; 13 — подогреватель воздуха; 14 — реле давления; 15 — камера сгорания; 16 — присоединение к бортовой самолетной сети; п — манометр до 150 атм; IS — манометр
до 60 атм
Рис. 9
Рис. И. Установка двигателя РД-1ХЗ на самолете Пе-2
Рис. 12. Наземные огневые испытания двигателя на самолете Пе-2
вые качества самолетов заметно повышались с установкой на них ЖРД. Особенно большой прирост скорости был достигнут на самолете Як-3 (180 км/час).
Разработка под руководством С. П. Королева ряда крылатых ракет и их данные отражены в отдельной статье (см. стр. 551—564 данного сборника).
КОНСТРУКЦИИ, РАЗРАБОТАННЫЕ ПОД РУКОВОДСТВОМ М. К. ТИХОНРАВОВА
Под руководством М. К. Тихонравова во второй бригаде ГИРДа разрабатывались темы:
03 — двигатель РД-А (РДА-1) с насосной подачей компонентов для ракетоплана РП-2;
05 — ракета под азотно-кислотный двигатель ОРМ-50 конструкции В. П. Глушко;
07 — ракета с двигателем на жидком кислороде и керосине;
09 — ракета с использованием топлива сметанного агрегатного состояния, основную часть которого составлял жидкий кислород.
Во второй бригаде ГИРДа работали Ф. Л. Якайтис, В. С. Зуев, В. Н. Галковский, 3. И. Круглова, О. К. Паровина,
Кислород
БеШи
L
Рис. 1. Схема установки двигателя РД-А (03) на ракетоплане РП-2
Размах 12,1 м; площадь 20 л»2; длина 3,09 м; высота 1,25 jh; вес 470 кг; нагрузка 23,5 кг/ж3;
скорость max НО км/час; скорость посадки 54 км/час; продолжительность полета 12 мин
(с двумя кислородными баками)
743I • i
Рис. 2. Ракета 07(Р2) a — компоновочный чертеж; б — общий вид ракеты в пусковом станке
Н. И. Шульгина, В. А. Андреев, Е. И. Снегирева, Н. И. Ефремов, Я. Д. Голышев и др.
На рис. 1 показана схема установки двигателя РД-А на ракетоплане РП-2. Основное внимание первоначально уделялось разработке топливного насоса, спроектированного М. К. Тихонраво-вым. В 1932 г. были изготовлены рабочие чертежи насоса. Но изготовление его, переданное одному из предприятий, затянулось. Эта работа перешла впоследствии в РНИИ, где была осуществлена установка для испытания насоса.
Во второй половине 1932 г. центр тяжести работ бригады сместился на создание ракет, причем разработка их проектов в основном велась комплексно, включая корпус ракеты, двигатель, систему подачи, наземное оборудование, систему спасения и т. д.
744
Испаритель!
-I
Сопла
Медная проволока. Рис. 3. Камера ЖРДж07^(сборочный чертеж)
Ракета 07 (рис. 2) была первой ракетой, над которой начала работать вторая бригада ГИРДа. Ее двигатель (рис. 3) должен был работать на жидком кислороде и керосине. Топливные баки помещались в стабилизаторах ракеты, а ЖРД — между ними. Подача топлива осуществлялась давлением паров кислорода. Отработка двигателя ракеты 07 не была закончена в ГИРДе. Работы с ракетой 07 были переданы в РНИИ и впоследствии она летала с ЖРД 10.
Наиболее успешно и быстро второй бригадой были осуществлены работы по ракете^ОЭ (рис. 4). Она была спроектирована под топливо, состоящее из жидкого кислорода и сгущенного бензина. Его теплотворная способность была около 9000 ккал/кг. Двигатель ракеты 09 (рис. 5) представлял собой камеру из листовой латуни с бронзовой головкой и бронзовым гнездом для сопла. Сопло было изготовлено из стали. В головку ввертывался пусковой кран, соединенный непосредственно с кислородным баком, изготовленным из дюралевой трубы. Подача жидкого кислорода осущест-
745
'Si**; v*'A* "-iw"
4W- %;'.;•"'.
Рис. 4. Ракета 09 (PI)
влялась давлением его же паров. Для наблюдения над нарастанием давления на ракете был установлен манометр. Сгущенный бензин помещался непосредственно в камере сгорания между особой цилиндрической металлической сеткой и стенками камеры. Зажигание производилось авиасвечой, ввернутой в штуцер, расположенный на камере сгорания. Корпус ракеты, внутри которого были размещены двигатель и бак, был сделан из дюраля 0,5 мм. Стабилизаторы были из электрона. Полностью снаряженная ракета весила 19 кг, в том числе 6,3 кг приходилось на топливо. Отработка системы двигателя ракеты 09 продолжалась весной и летом 1933 г. Тяга измерялась на балансирном устройстве и достигала 32 кг.
746
Рис. 5. Сборочный чертеж гибридного ракетного двигателя 09
17 августа 1933 г. состоялся первый запуск ракеты, прошедший удачно. Ракета достигла высоты около 400 м. Пуск производился вертикально. Это был первый запуск советской ракеты на жидком топливе. Второй раз ракета 09 была запущена поздней осенью 1933 г., причем в воздухе после подъема ее на высоту более 100 м произошел взрыв двигателя по невыясненной причине. Впоследствии в РНИИ было изготовлено шесть экземпляров ракеты 09, имевших индекс 13 (см. рис. 6). В ходе их пусков выявлялось влияние угла, под которым ракета пускалась, на характер полета. Большинство ракет достигло высоты полета 1500 м.
Проектирование ракеты 05 (рис. 7) началось после ракет 07 и 09. Она была рассчитана под двигатель ОРМ-50 конструкции В. П. Глушко, работавший на азотной кислоте и керосине. Ракета была построена в конце 1933 г. в период организации РНИИ, где и протекала дальнейшая работа с ней. В РНИИ на базе ракеты 05 при материальной поддержке Авиавнито была создана стратосферная ракета «Авиавнито» (рис. 8). Для нее был использован двигатель «12к», конструкции шок. Л. С. Душкина, с тягой 300 кг, керамический, на жидком кислороде и 96%-ном спирте, продолжительностью работы 60 сек. У ракеты 05 были, однако,
747
Рис. 6. гакета 13
Рис. 7. Ракета 05 с ЖРД ОРМ 50 Рис. 8. Общий вид ракеты «Авиавни-(компоновочныи чертеж) то» с ЖРД 12к, созданной на базе
ракеты 05
сменены стабилизаторы, которые взяли от неоконченной высотной ракеты РДД-11. Лопасти этих стабилизаторов были профилированные, пустотелые. Ракета имела начальный вес 100 кг, из которых 32 кг приходилось на топливо. Двигатель давал удельную тягу 205—207 кг • секЫг. Вес всей двигательной установки —15 кг.
Первый пуск ракеты «Авиавнито» осуществлен 6 апреля 1936 г. Для последующих пусков была сделана деревянная мачта высотой в 48 м с направляющей планкой, которую охватывали держатели — лапки ракеты. Планкой служил рельс от узкоколейки. 15 августа 1937 г. был произведен успешный пуск этой ракеты на высоту около 3000 м с использованием мачты в качестве пускового станка.
На рис. 9 представлен экспериментальный ЖРД 208, на котором в 1936 г. отрабатывались различные варианты форкамер * (Архив АН СССР, р. 4, оп. 14, д. 21 и 24).
Чертеж и подробное описание экспериментального спирто-кислородного ЖРД 605 приведены в публикуемой в данном сборнике работе М. К. Тихонравова «Опытные характеристики ракетного двигателя» (см. стр. 654—656).
* Схема двигателя с двумя боковыми форкамерами приведена в книге Г. Е. Лангемака и В. П. Глушко «Ракеты, их устройство и применение». М.— Л., 1935, стр. 95.
О НАУЧНО-ПРОПАГАНДИСТСКОЙ
ДЕЯТЕЛЬНОСТИ В. П. ВЕТЧИНКИНА В ОБЛАСТИ
МЕЖПЛАНЕТНЫХ ПУТЕШЕСТВИЙ
В. П. Ветчинкин в 1921 —1925 гг. прочитал много докладов и открытых лекций на темы межпланетных путешествий с помощью ракет. Опираясь на работы К. Э. Циолковского и других ученых, он сам провел ряд исследований и расчетов, преимущественно в области динамики полета. Из публикуемого здесь фотоснимка афиши * видно, что 31 октября и 2 ноября 1924 г. В. П. Ветчинкин прочитал две лекции в Политехническом музее. Лекции организовывались Обществом изучения межпланетных путешествий, членом которого В. П. Ветчинкин был с момента его создания.
Афиша дает содержание лекции. В ее первой части приводятся сведения из механики, исторические данные о проектах межпланетных сообщений, проекты ракет К. Э. Циолковского, Г. Оберта, Р. Годдарда, величина энергии, необходимой для взлета с Земли и достижения разных планет Солнечной системы, различные методы удаления от Земли (вертикальный и наклонный с ракетой, наклонный на крылатом аппарате, подъем ракеты с помощью двух дирижаблей) и методы возвращения на Землю (ракетный, парашютный, самолетный), рассказывается об условиях невесомости, о запасах, нужных человеку для жизни в ракете, приводятся другие сведения и соображения. В теоретической (математической) части лектор давал расчеты необходимой энергии и времени для достижения Луны и других планет (без возврата и с возвратом с Луны на Землю), расчеты энергии топлив и скоростей истечения, вывод основной формулы К. Э. Циолковского, показывал, как учитывается земное притяжение, влияние сопротивления воздуха, высказывал соображения о возможной последовательности изготовления ракет и попыток полета на них и др.
Лекции, как правило, сопровождались показом диапозитивов. В. П. Ветчинкин собственноручно изготовил более 70 диа-
По материалам Научно-мемориального музея Н. Е. Жуковского.
751
АУДИТОРИЯ № 2
роосииск. иолитехнич.музея-"|иЗГ
ОБЩЕСТВО ИЗУЧЕНИЙ ИШШ1АНЕТНЫХ СООБЩШЙЙ \Шши |в&г*ркч-и|
ш Це»тр, Дзр*а$яадш», Нърмт Штщи. щв^жщ Вас-л. Ь*и*ч. УЧяша {ВТУ*
В. П. ВЕТЧИНИИНА
им
док тада
f ^ ^я
f > ^С
'®JW. ™^к^Т
rv/i,-R V~~-r
ПЕНЦИЯ
Информационный U |J
дбкпад В. fl
ДИЙП03ИТИЕАМИ
фр
дбкпад
ЖК CZ ЖЖ
„ПОСТРОЙКА РАКЕТЫ
j
*. ii" i » -A 0 Мянайлм, i, i - г "вуф
0Д8Ф, Доврожта( X И Сшевш вмгниц t*
фявт»' » Дда&лс'Ч Й OwscscHtw ! с
позитивов, в которых отражены и его собственные исследования, в частности движение по вертикали в среде переменной плотности, падение и планирование в среде переменной плотности. Ниже приводятся фотоснимки 18 диапозитивов к лекции, прочитанной 11 февраля 1925 г. *
Диапозитив 1 содержит данные пушки Жюля Верна, с помощью которой выдающийся фантаст намечал полет снаряда на Луну; там же приводятся начальная скорость снаряда — 11 км/сек (или 16 км/сек) и время полета до Луны — 97х/4 часа.
На диапозитиве 2 определяется силовая функция притяжения Земли, работа, которую необходимо затратить для удаления от Земли на некоторое относительное расстояние х (где х = „ , , R —
радиус Земли, h —высота или удаление от Земли), начальная скорость для достижения Луны и та скорость, которую необхо-
* По материалам Научно-мемориального музея Н. Е. Жуковского. 752
» ^1—«4
J/4 25 Пионеры ракетной техники
Ь ti |.
,-, t> ,« v ,,.
'*
V, .....Й________• 4
,->, ^ .димо сообщить ракете (v2 — 10951м/сек), чтобы она достигла нейтральной линии между Землей и Луной.
На основе формул диапозитива 2 на диапозитивах 3 ж 4 даны графики зависимости относительных расстояний х от относительного значения отношения ? У.__ ; кривые даны для полета на Лу-
НУ (С)> Для полета от Земли в бесконечность (@) и от Солнца в бесконечность (0).
На диапозитивах 5 и 6 приводятся расчетные формулы для криволинейного движения, получается формула Бинэ, определяется траектория и эксцентриситет е кривой 2-го порядка, а также расстояние и скорость в точке перигелия; определяется скорость движения Земли по орбите.
На диапозитиве 7 приведены траектории — круговая (е = 0), эллиптическая (0 < е < 1), параболическая (е = 1) и гиперболическая (е ~^> 1); там же нанесены соответствующие значения начальных скоростей v.
На диапозитиве 8 дана общая формула энергии Э, необходимой для подъема и сообщения скорости для достижения в перигелии высоты h при эксцентриситете е кривой 2-го порядка; даны частные случаи для окружности, эллипса и параболы.
На диапозитиве 9 приведена таблица значений ряда величин при облете вокруг Земли на различных относительных расстояниях а: от 1 до оо, и при различных высотах от Земли h от 0 до оо; в таблице даны время (7\J совершения одного витка, приведе-
на величина энергии I —^- 1 и углы, указанные на схеме.
На диапозитиве 10 показано, что от Солнца и планет удаляться в бесконечность труднее в 4= — раз, где v — скорость удаления
V3
в бесконечность с данного небесного тела Солнечной системы, a v3 (у Ветчинкина v $) та же скорость для Земли; на диапозитиве обозначены Солнце и небесные тела, даны для них величины к, дано относительное значение величины к для разных планет и в последнем столбце — между орбитами Земли и планет, Луны и для бесконечности.
На диапозитиве 11 рассчитаны скорости v и относительная величина энергии Э для удаления в бесконечность от планет; энергия дана в относительных величинах, принимая за единицу энергию, необходимую для удаления в бесконечность от Земли; эта
величина (—тг) приведена и в диапозитиве 10 во втором столбце.
На диапозитиве 12 проводится эллипс между орбитами Земли и Марса, определяется большая и малая полуось эллипса, его эксцентриситет и время полета корабля по всему эллипсу (518 дней).
754 ,
е\
__
,«».?"
о, ч -Г
Се.
\/
!«>
j^ 4
11,
i r,
«W&<
На диапозитиве i5 приводится суточная потребность в различных веществах для жизни человека, количество выделяемой углекислоты и другие данные, а затем подсчитывается общее количество необходимых веществ, для обеспечения жизнедеятельности 1 —3 человек при полете продолжительностью 1200 суток. При экипаже из трех человек, учитывая их вес, вес приборов, средств обеспечения жизнедеятельности и т. п., В. П. Ветчинкин считал, что в кабине должно быть 20 т.
На диапозитиве 14 В. П. Ветчинкин рассчитывает 2-ю космическую скорость для Земли (11, 18 км/сек), начальную скорость для достижения Марса (11,56 км/сек) и для удаления в бесконечность (16,7 км/сек), а также эксцентриситет эллипса (е =• = 0,208) между Землей и Марсом; под м2 здесь понимается дополнительная скорость ко 2-й космической скорости v0 для полета на другие планеты.
На диапозитиве 15 даются расчетные формулы для получения эксцентриситета эллипса между Землей и Венерой, между Землей и Меркурием и для подсчета начальных скоростей ракеты: 11,44 км/сек для Венеры и 13,5 км/сек для Меркурия. На диапозитиве 16 по оси ординат отложен эксцентриситет эллипсов между Землей и всеми планетами Солнечной системы и параболы для полета в бесконечность; по оси абсцисс отложено значение г>/29,8, где v —скорость, а 29,8 км/сек —скорость, полученная по расчетам на диапозитиве 6 (29,76 км/сек) для Земли и соответствующая скорости движения Земли по ее орбите вокруг Солнца.
На диапозитиве 16 нанесены лучи из начала координат, которые пересекают прямую, проходящую через координату 1,0 на оси абсцисс на значениях эксцентриситетов, соответствующих различным планетам, при этом эксцентриситеты для Венеры и Меркурия отрицательны, а для остальных планет положительны. На той же вертикали даны обозначения планет и значения скорости и2 для них; щ —дополнительная слагаемая ко 2-й космической скорости у Земли для достижения другой планеты; для Марса и2 = 2,95 км/сек, для Венеры 2,50 км/сек, для Меркурия — 7,56 км/сек и т. д. На диапозитиве из начала координат проведена дуга окружности радиусом г?/29,8 или просто 29,8 км/сек, и от нее по лучам в сторону начала координат откладываются значения начальных скоростей, необходимых для того, чтобы долететь от Земли до планет, Луны и в бесконечность. Получается вторая кривая внутри дуги окружности радиуса 29,8 км/сек, которая ограничивает зону достигаемости планет, Луны и бесконечности; если по расчету точка будет вне этой второй кривой в сторону дуги окружности, то Луна и планеты не могут быть достигнуты.
На диапозитивах 17 и 18 приводятся значения скоростей, необходимых для облета Земли и для полета от Земли до Луны, планет Солнечной системы и в бесконечность. По формуле, приведенной на диапозитиве 17, можно подсчитать кинетическую энергию
26*
757Э, которую нужно сообщить массе т для достижения Луны и планет и вылета за пределы Солнечной системы.
Следует отметить, что у В. П. Ветчинкина на разных диапозитивах встречаются одинаковые обозначения для различных величин. Так, на диапозитиве 6 под v0 обозначена скорость Земли по круговой орбите вокруг Солнца, а на диапозитиве 14 под v0 понимается 2-я космическая скорость, которая на том же диапозитиве 14 обозначается еще через us; на диапозитиве 5 под и понимается отношение 1/г, где г — радиус-вектор к траектории, а на диапозитивах 14 и 15 под и — дополнительная слагаемая ко 2-й космической скорости для достижения той или иной планеты или для полета в бесконечность. Это объясняется тем, что диапозитивы изготовлялись в разное время; на лекциях, конечно, давались необходимые пояснения.
Т. М. Мелъкумов
ОПЕЧАТКИ И ИСПРАВЛЕНИЯ
Пионеры ракетной техники
Стр. Строка Напечатано Должно быть i
9 4 св. В эти же годы В 1931 г.
29 8 сн. п 71
П + 8 Л И + В '
29 7 сн. п п
л (" + е)"+1 (Л + 8)П+1
172 4 св. -f-sin 450) -§- sin 45°
' 191 207 4 св. 2 св. 8,25 м/сек. кг. с 8,25 м/секш. к. сг.
486 7 сн. К2-10^бак ]/2.10-g.?6aK
544 4 сн. [»] [3]
637 17 сн.
762 2 сн. (или Т) (или с.) ^
I