Запас топлива для ракетного двигателя, а следовательно, и емкость топливных баков определялись из условия наибольшей возможной загрузки машины, при которой соблюдаются еще в полной мере требования прочности ηА = 7; G = 670 кг). Исходя из этого и было найдено, что при общем полетном весе 670 кг должны быть приняты следующие величины для 1-го варианта.
Емкость кислотных баков — 40,4 л, вес окислителя — 60,5 кг, t≌ 101 сек. Емкость керосиновых баков — 20,2 л, вес керосина — 16,5 кг, время работы — 120 сек. При этом принималось, что двигатель работает на полной мощности и секундный расход будет: окислителя — 0,6 кг/сек, горючего — 0,138 кг/сек. Запас топлива — 11,5% от начального веса.
Ввиду некоторого перетяжеления агрегатов системы питания, изготовленных по 1-му варианту, был просчитан и 2-й вариант, где количество топлива было удвоено, причем за счет облегчения ряда агрегатов удалось свести начальный полетный вес до G = 695 кг, что лишь на 25 кг превосходит ранее выбранный нами вес G = 670 кг, при котором ηА = 7. Практически эта разница не имеет никакого значения для прочности машины, тем более что масса последней в течение полета быстро изменяется в сторону уменьшения.
Для 2-го варианта приняты следующие величины.
Емкость кислотных баков — 80,8л, вес окислителя — 121,0 кг, t≌ 202 сек. Емкость керосиновых баков — 40,4 л, вес горючего — 33,0 кг, t≌ = 240 сек. Запас топлива в % от начального веса составляет 23%.
Необходимо отметить, что и 2-й вариант не является предельным в смысле возможного увеличения запаса топлива на ракетоплане 218-1. При запасе топлива по 2-му варианту перегрузка машины получается лишь на 25 кг (3,8%) и только в начале полета. Из практики эксплуатации самолетов обычного типа, не говоря о самолетах рекордных, специального назначения, известно, что допускаются значительно большие перегрузки, достигающие иногда 50% начального веса при нормальной загрузке.
Расчет объема аккумулятора давления ведем для 1-го варианта, где принято: емкость топливных баков Vбaк = 60,6 л; рабочее давление в баках при работе на полной мощности рбaк = 37 кг/см2 (принимая из расчета сопротивления вероятное падение давления в трубопроводах и арматуре в 6-8 кг/см2); рабочее давление в аккумуляторе рак = 130 кг/см2 (рак принято менее допустимого — 150, потому что практически на аэродроме не всегда удается зарядить аккумуляторы до 150 атм).
Общее уравнение политропического изменения состояния газа pVm = const; при m = 1 pV = const — изотермическое изменение; при m = k pVk = const — адиабатическое изменение.
Отсюда
в нашем случае
Определим объем аккумулятора давления в предположении изотермического изменения состояния газа при расширении через редуктор, m = 1:
В случае, если принять, что процесс происходит адиабатический и k = 1, 4, то
Ввиду того что обе полученные величины (Vaк) можно считать крайними значениями, определяем (Vaк) при k = 1,1; k = 1,2; k = 1,3, что и дает нам возможность примерно оценить среднюю потребную величину объема аккумулятора давления (все расчеты велись на работу двигателя на полной мощности, при давлении Рбак = 37 кг/см2 до полного израсходования топлива). Результаты вычислений сведены в таблицу:
На ракетоплане 218-1 предусмотрена возможность установки до 14 шт. лауталевых трехлитровых бачков, общей емкостью до 42 л. Для 1-го варианта установлено 8 бачков общей емкостью 24 л, что для начала вполне достаточно, особенно учитывая, что по предварительным данным лабораторных испытаний (полностью в настоящее время еще на законченных) есть основания предполагать, что показатель (k) будет находиться в пределе 1,1-1,2 и, следовательно, падение тяги из-за нехватки газа будет практически малозначительно.
Сопротивление трения
При нормальной тяге Vок = 0,395 л/сек.
Подставляя взамен с его значение и все остальные известные величины, получим
Для удобства вычислений принимаем размерность Vок в л/сек. Тогда
Для двигателя ОРМ-65 берем данные о расходе окислителя в функции тяги по отчету за 1936 г. (объект 202)[1], стр. 17 и 18 и таблица от 6 февраля 1936 г.
Результаты вычислений сведены в таблицу.
Потери на местное сопротивление.
Эти потери слагаются из потерь в коленах (h´), потерь при переходе в другое сечение (h´´) и потерь в вентилях (h´´´). Кислотный трубопровод имеет 3 колена, 1 кран, переходов нет. Принимаем для колен ξ = 0,1 при D/R = 0,5-0,3, для вентиля ξ = 15.
Суммарные значения потерь (Δр) даны в таблице.
Из отчета по объекту 202 за 1936 г. берем данные о сопротивлении собственно двигателя (рф) и давления (рi) в камере в функции секундного расхода топлива. Тогда данные о давлениях в системе представятся в виде следующей таблицы:
По этим данным построена диаграмма, изображенная на рис. 1.
Переходим к определению потерь в трубопроводах, подводящих сжатый газ в кислотную магистраль.
Расчет для участка трубопровода от редуктора до кислотных баков.
Потери трения
 Рис. 1. Диаграмма изменения pбак, pi, pф, Δp в функции G кг/сек и Р кг |
На данном участке газового трубопровода имеется семь колен. ξ = 0,15, отсюда
Результаты вычислений сведены в таблицу:
Расчет для участка от аккумулятора давления до редуктора.
Потери трения
Для упрощения расчета принимаем для сжатого газа
Потери на местные сопротивления.
На данном участке газового трубопровода имеется 7 колен.
Для керосинопровода сечения трубопроводов взяты те же, что и у кислотопровода. При меньших расходах керосина и прочих равных условиях потери в керосинопроводе будут меньшими, по сравнению с кислотной магистралью. Поэтому специального расчета керосинопровода не делаем, а для создания сходных режимов работы обоих трубопроводов на керосиновой магистрали устанавливаем дроссель-шайбу, проходное сечение которой подбирается опытным путем. Для ориентировки при первых опытах находим d0 дроссель-шайбы
μ = 0,6 — опытный коэффициент;
Потери давления на всем протяжении трубопроводов, от аккумулятора давления до двигателя, определяются как сумма найденных выше сопротивлений.
Сводные результаты приведены на диаграмме, изображенной на рис. 2, и в таблице:
Освободившийся объем баков для этого же момента будет
Отсюда, производя подстановку,
 Рис. 2. Диаграмма изменения Δр, Δр´, Δр´´ в функции G кг/сек и Р кг |  Рис. 3. |
В нашем случае, по данным двигателя ОРМ-65, будет
Время разгона двигателя, считая с момента запуска до работы с полной тягой, tраз = 2-3 сек, чем практически можно пренебречь.
Определим продолжительность работы «площадки характеристики» системы (tпл) при выбранных начальных условиях и pбак мак = const. Давление в аккумуляторе рпл в конце этого периода работы системы будет
8р = 10 кг/см2 выбрано для данного типа редуктора на основании ряда опытов, проделанных на объекте 312 в 1937 г. Давление в аккумуляторе в момент времени (t) напишется так:
t = 0 t = 10 t = 20 t = 40 | р = 130, p = 117,5, р = 105,0, р = 79,5 |
t = 70 | р = 47,0, |
Делаем проверку величины (tпл) по расходу:
 Рис. 4. Характеристика двигательного агрегата (системы питания) |  Рис. 5 |
По этим данным строится первая (основная) часть характеристики системы питания (рис. 4).
Дальнейшая работа системы будет происходить при переменном pбак, которое уменьшается вследствие нехватки сжатого газа. Принимаем, что работа двигателя будет происходить до полной выработки топлива. Так как расчет этого участка характеристики представляет значительные трудности, то для упрощения принимаем за объем аккумулятора давления объем собственно аккумулятора, где рак пл = 47 кг/см2 плюс объем освободившейся части топливных баков, занятых сжатым газом под давлением рбак пл = 37 кг/см2.
В таком случае общий приведенный объем такого аккумулятора давления будет
Для момента t:
Ввиду того, что дросселирование через редуктор отсутствует и процесс будет происходить ближе к адиабатическому, принимаем заново k1 = 1,3; отсюда[2]
Интегрирование производим графически, вычисляя площадь диаграммы, изображенной на рис. 6. Пределы интегрирования будут: рбак пл = 37 кг/см и рбак конеч = 37 кг/см — конечное давление в топливных баках, которое определится из основного уравнения,
 Рис. 6 |  Рис. 7 |
Для проверки правильности расчетов проделываем обратную операцию. По полученным данным строим GT = f (t) за весь период работы системы. Производим графическое интегрирование диаграммы, изображенной на рис. 7, в результате чего получим весь запас топлива, принятый нами в начале расчета.
Характеристика двигательного агрегата изображена на рис. 4. Наибольшая продолжительность работы системы на полной мощности 70 сек, затем 45 сек система работает до давления в камере pi = 15 кг/см2. При этом тяга Р = 115 кг. Общее время работы системы (I вариант) до израсходования топлива t = 115 сек.
Данные для расчета:
— скорость истечения при сливе;Так как сливной керосинопровод в сечении равен кислотопроводу и дроссель-шайбы на нем не установлен, то керосин будет сливаться всегда раньше кислоты.
