Текст книги "Ракетные двигатели"

Автор книги: Карл Гильзин

сообщить о нарушении

Текущая страница: 4 (всего у книги 6 страниц)

Второй способ обеспечения устойчивости ракетного снаряда, именно придание ему интенсивного вращения, как у артиллерийского снаряда, выпускаемого из нарезного орудия, достигается путем замены одного сопла коллектором сопел, расположенных под углом к оси снаряда. Благодаря такому устройству газовая струя, а следовательно и реактивная сила, направлены не только по оси снаряда, но и по касательной к нему, в результате чего снаряд приобретает быстрое вращение. Схема такого снаряда изображена на фиг. 22.

Фиг. 20. Градорассеивающая ракета.

Фиг. 21. Ракета с винтовым стабилизатором.

Фиг. 22. Ракета, вращающаяся под действием выходящих пороховых газов.

На фиг. 23 показано ракетное орудие, снятое в момент выстрела. На снимке видно несколько смонтированных на одной установке легких устройств ферменного типа для запуска ракетных снарядов.

Устройство авиационного ракетного снаряда показано на фиг. 24.

Стартовые пороховые ракетные двигатели, служащие для облегчения взлета самолетов, имеют продолжительность работы 4-10 секунд. В качестве примера приведем данные одного такого двигателя: заряд бездымного пороха – 12  кг, общий вес ракеты – 30  кг, тяга – 500  кгв течение 4 секунд. Обычно применяется батарея из нескольких таких ракет, например, от четырех до шести, так что общая тяга при этом получается равной 2000–3000  кг.

Фиг. 23. Ракетное орудие ведет огонь.

Фиг. 24. Устройство авиационного ракетного снаряда.

В заключение укажем, что были созданы пороховые ракетные двигатели и весьма внушительных размеров с тягой свыше 50 тонн. Однако эти двигатели были рассчитаны на очень кратковременное действие (меньше секунды).

4. РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА ЖИДКОМ ТОПЛИВЕ (ЖРД)

Работы Константина Эдуардовича Циолковского

Благодаря своим особенностям пороховые ракетные двигатели и жидкостно-реактивные двигатели (ЖРД) как бы взаимно дополняют друг друга в отношении своего применения. Пороховые двигатели обычно применяются в тех случаях, когда требуется двигатель одноразового действия с малой продолжительностью работы (секунды), чем и объясняется сравнительная простота их устройства. Жидкостно-реактивные двигатели имеют гораздо большую продолжительность работы (минуты и часы) и в случае надобности (например в авиации) их тяга может регулироваться, т. е. изменяться от нуля (выключение двигателя), до максимума. Они сложнее и дороже, чем пороховые двигатели.

Жидкостно-реактивные двигатели благодаря этим своим свойствам применяются главным образом как двигатели для самолетов и мощных дальнобойных ракет. Именно этим двигателям, очевидно, суждено быть двигателями космических кораблей, на которых в будущем, может быть не столь отдаленном, люди отправятся для исследования окружающей нас вселенной.

Кто из нас не мечтал, глядя на Луну и звезды, рассматривая в телескоп планеты, слушая лекции и читая книги о возможности жизни на других небесных телах, о том времени, когда человеческий гений сделает невозможное возможным, и нога человека, победителя природы, впервые вступит на почву Марса или Венеры? Кто не зачитывался фантастическими романами о межпланетных путешествиях? Кто не испытывал чувства зависти к выдуманным героям, совершающим межпланетное путешествие в фантастическом космическом корабле?

Однако только с тех пор, как проблема космических путешествий стала не только излюбленной, с легкой руки Жюль-Верна, темой романистов, но и предметом глубокого исследования ученых, она превратилась из мечты в реальную возможность и, вероятно, не за горами то время, когда эти путешествия станут реальной действительностью.

Мы говорим об этом так сейчас, опираясь на глубоко разработанную теорию, на разносторонние труды многочисленных талантливых ученых и исследователей, на многие достижения современной нам науки и техники. При этом мы с горячей признательностью вспоминаем имена людей, кому мы этим обязаны, имена ученых, заложивших основы этой теории, создавших, по существу, целую новую отрасль науки, проторивших новые пути в неизведанной области знания.

Впереди этой славной плеяды ученых золотыми буквами в истории науки вписано имя родоначальника ракетоплавания, создателя научной космонавтики, замечательного русского ученого Константина Эдуардовича Циолковского.

Более 50 лет тому назад Циолковский, тогда скромный калужский учитель, впервые в мире глазами ученого взглянул на то, что ранее казалось только несбыточной, безудержной фантазией. Строгим языком науки Циолковский в своих многочисленных, ставших теперь классическими и известными всему цивилизованному миру, трудах изложил основы теории межпланетных путешествий, раскрыл лежащие в основе этой теории законы, неопровержимо доказал, что будущий космический корабль будет несомненно ракетным, что двигателем этого корабля будет жидкостно-реактивный двигатель. Циолковский разработал первые проекты этих двигателей, принципиальные схемы которых легли в основу современных двигателей этого типа.

Всю свою жизнь Циолковский посвятил науке, но только в годы советской власти его гений раскрылся в полной мере: Циолковскому были созданы должные условия и он смог полностью отдаться любимому делу – ракетной технике. «Лишь Октябрь – писал Циолковский в письме к товарищу Сталину – принес признание трудам самоучки». Не удивительно поэтому, что перед смертью (Циолковский умер в 1935 г.) великий русский ученый-патриот передал «все свои труды по авиации, ракетоплаванию и межпланетным сообщениям партии большевиков и советской власти – подлинным руководителям человеческой культуры».

В 1903 г. Циолковский опубликовал работу «Исследование мировых пространств реактивными приборами» [9]9
  При переиздании этой работы в 1924 г. и позже она называлась «Ракета в космическое пространство».


[Закрыть]– первую в мире научную работу о космических путешествиях с помощью ракетных кораблей. В этой работе он подробно описал проект разработанного им ракетного корабля с установленным на нем жидкостно-реактивным двигателем. Двигатель должен был работать на жидком углеводороде (бензин, керосин и т. д.) в качестве горючего и жидком кислороде – в качестве окислителя (фиг. 25). Эта схема двигателя предвосхищает проекты, осуществленные только через 40 лет после выхода в свет книжки Циолковского.

Следует отметить, что Циолковский разрабатывал не только проблемы далекого будущего, связанные с космическими кораблями, но и написал ряд работ, посвященных применению ракетных и воздушно-реактивных двигателей на самолетах. Ему принадлежит пророческое заявление, сбывающееся у нас на глазах: «За эрой аэропланов винтовых должна следовать эра аэропланов реактивных». Это проникновенное утверждение ученого было сделано тогда, когда еще ни один реактивный самолет не поднимался в небо, мало того, когда в большинстве стран к самой идее создания реактивного самолета относились как к утопической затее.

Фиг. 25. Космический ракетный корабль Циолковского (1903 г.).

Циолковский, являвшийся пионером в области ракетоплавания, родоначальником ракетной авиации, стал главой советской школы, идейным вдохновителем большой группы советских ученых в области ракетной техники.

Несколько позже, и вначале независимо, от Циолковского, над проблемами ракетоплавания работал талантливый ученый-самоучка изобретатель Ю. В. Кондратюк, ряд новых вопросов разрешил рано умерший энтузиаст ракетного дела инженер Ф. А. Цандер, много сделал проф. В. П. Ветчинкин и другие русские исследователи, конструкторы, инженеры, посвятившие себя работе в области ракетной техники. Именно благодаря их самоотверженному труду советская наука и техника в этой новой и столь многообещающей области занимает ведущее место.

Вопреки официальной буржуазной науке, замалчивающей и извращающей истинную роль русских ученых, ученые всего мира неоднократно признавали приоритет русской науки в области ракетоплавания и ведущую роль в ней Циолковского. Вот, например, что писал Циолковскому в свое время видный немецкий ученый Оберт, руководивший там работами по ракетной технике: «Вы зажгли огонь… и мы приложим все усилия, чтобы исполнилась величайшая мечта человечества».

Все работы Циолковского, и в первую голову его работы по космонавтике, были проникнуты высокими идеями гуманизма. Хорошо сказал о Циолковском академик Ферсман: «Борьба за космическую ракету была для него лишь одним из путей к созданию нового человеческого общества и нового человека».

Неудивительно, что немецко-фашистские захватчики, временно заняв Калугу, город, где жил и трудился Циолковский, варварски разрушили дом-музей великого ученого, с любовью сохранявшийся после его смерти советским народом.

Топливо для жидкостно-реактивного двигателя

Важнейшие свойства и характеристики жидкостно-реактивного двигателя, да и сама конструкция его, прежде всего зависят от топлива, которое применяется в двигателе.

Основным требованием, которое предъявляется к топливу для ЖРД, является высокая теплотворная способность, т. е. большое количество тепла, выделяющееся при сгорании 1  кгтоплива [10]10
  При этом, естественно, подразумевается, что топливо при горении не только выделяет тепло, но и образует в большом количестве газообразные продукты сгорания, воспринимающие это тепло и способные производить работу.


[Закрыть]. Чем больше теплотворная способность, тем, при прочих равных условиях, больше скорость истечения и тяга двигателя. Более правильным является сравнение различных теплив не по их калорийности, а непосредственно по скорости истечения, которую они обеспечивают в равных условиях, или, что то же самое, по удельной тяге.

Помимо этого главного свойства топлив для ЖРД к ним обычно предъявляются и некоторые другие требования. Так например, большое значение имеет удельный вес топлива, так как запас топлива на самолете или ракете обычно ограничивается не его весом, а объемом топливных баков. Поэтому чем плотнее топливо, т. е. чем больше его удельный вес, тем больше по весу войдет топлива в те же топливные баки и, следовательно, будет больше продолжительность полета. Важно также, чтобы топливо не вызывало коррозии, т. е. разъедания ржавчиной, деталей двигателя, было просто и безопасно в хранении и перевозке, не было дефицитным по источникам сырья.

Наиболее часто в настоящее время в ЖРД применяются так называемые двухкомпонентные топлива, т. е. топлива раздельной подачи. Эти топлива состоят из двух жидкостей, хранящихся в отдельных баках; одна из этих жидкостей, обычно называемая горючим, чаще всего представляет собой вещество, принадлежащее к классу углеводородов, т. е. состоит из атомов углерода и водорода, а иногда содержит и атомы иных химических элементов – кислорода, азота и других. Горючим этот компонент (составную часть) топлива называют потому, что при его сгорании, т. е. соединении с кислородом, выделяется значительное количество тепла.

Другой компонент топлива, так называемый окислитель, содержит кислород, необходимый для сгорания, т. е. окисления горючего, почему этот компонент и получил название окислителя. Окислителем может служить чистый кислород в жидком состоянии, а также озон или какой-либо кислородоноситель, т. е. вещество, содержащее кислород в химически связанном виде: например, перекись водорода, азотная кислота и другие кислородные соединения. Как известно, в воздушно-реактивных двигателях, как и в обычных двигателях внутреннего сгорания, окислителем служит кислород атмосферы.

В случае двухкомпонентного топлива обе жидкости по отдельным трубопроводам подаются в камеру сгорания, где и происходит процесс горения, т. е. окисления горючего кислородом окислителя. При этом выделяется большое количество тепла, вследствие чего газообразные продукты сгорания приобретают высокую температуру.

Наряду с двухкомпонентными топливами существуют и так называемые однокомпонентные, или унитарные, топлива, т. е. топлива, представляющие собой одну жидкость. Однокомпонентным топливом может служить либо смесь двух веществ, реагирующих лишь в определенных условиях, которые создаются в камере, либо какое-нибудь химическое вещество, при некоторых условиях, обычно в присутствии соответствующего катализатора, разлагающееся с выделением тепла. Таким однокомпонентным топливом является, например, высоко-концентрированная (крепкая) перекись водорода.

Перекись водорода в качестве однокомпонентного топлива имеет лишь ограниченное применение. Это объясняется тем, что при реакции разложения перекиси водорода с образованием паров воды и газообразного кислорода выделяется лишь сравнительно небольшое количество тепла. Вследствие этого скорость истечения оказывается относительно невысокой, практически она не превышает 1200  м/сек. Так как температура реакции разложения невелика (около 500 °C), то такую реакцию обычно называют «холодной», в отличие от реакций со сгоранием, хотя бы с той же перекисью водорода в качестве окислителя, когда температура бывает в несколько раз больше («горячие» реакции). Мы потом познакомимся со случаями использования «холодной» реакции разложения перекиси водорода.

Практически все существующие жидкостно-реактивные двигатели работают на двухкомпонентном топливе. Однокомпонентные топлива не применяются, так как при значительной теплотворной способности, большей чем 800 кал/кг, они взрывоопасны. Состав топлива, т. е. выбор определенной пары «горючее-окислитель», может быть при этом самым различным, хотя в настоящее время предпочтение отдается нескольким определенным комбинациям, получившим наиболее широкое применение. Вместе с тем производятся энергичные поиски лучших топлив для ЖРД, и в этом отношении действительно имеются огромные возможности.

Применяемые в настоящее время двухкомпонентные топлива обычно делятся на самореагирующие, или самовоспламеняющиеся, и несамореагирующие, или топлива принудительного зажигания. Самовоспламеняющееся топливо, как показывает само название, состоит из таких компонентов «горючее – окислитель», которые при смешении их в камере сгорания двигателя самовоспламеняются. Реакция горения начинается сразу же после соприкосновения обоих компонентов и идет до полного израсходования одного из них. Несамовоспламеняющееся топливо требует специальных приспособлений для воспламенения смеси, т. е. для начала реакции горения. Эти запальные приспособления – впрыск каких-нибудь самовоспламеняющихся жидкостей, различные пиротехнические запалы, для сравнительно маломощных двигателей – электрическое зажигание и другие, – необходимы, однако, только при запуске двигателя, так как затем новые порции топлива, поступающего в камеру сгорания, воспламеняются от уже существующего в камере постоянного очага горения или, как говорят, факела пламени.

В настоящее время применяются как самовоспламеняющиеся, так и несамовоспламеняющиеся топлива и отдать предпочтение какому-либо одному из этих двух видов затруднительно, так как обоим типам топлива свойственны серьезные недостатки.

Несамовоспламеняющиеся топлива представляют большую опасность в эксплоатации, так как из-за неполадок в зажигании при запуске двигателя или возможных перебоев в горении при его работе, в камере сгорания даже за доли секунды накапливаются большие количества топлива. Это топливо, представляющее собой сильно взрывчатую смесь, затем воспламеняется, что чаще всего ведет к взрыву и катастрофе.

С другой стороны, известные самовоспламеняющиеся топлива обычно менее калорийны, чем несамовоспламеняющиеся. Кроме того, они должны применяться совместно с добавочными веществами, обеспечивающими энергичное начало и дальнейшее протекание реакции горения. Эти добавочные вещества, так называемые инициирующие вещества и катализаторы, добавляемые либо к окислителю, либо к горючему, усложняют эксплоатацию топлива, так как оно становится при этом неоднородным (приходится считаться с расслаиванием и другими свойствами неоднородных жидкостей). Пожалуй, наибольшим недостатком этих топлив является пожарная опасность при их эксплоатации. При малейшей течи компонентов топлива на самолете или ракете может возникнуть пожар, так как компоненты при смешении воспламеняются.

Мы упомянем лишь о наиболее распространенных топливах. В качестве окислителя в настоящее время наиболее часто применяются жидкий кислород и азотная кислота; применялась также перекись водорода. Каждый из этих окислителей имеет свои достоинства и недостатки. Жидкий кислород обладает тем преимуществом, что является 100 %-ным окислителем, т. е. не содержит в себе балластного вещества, не принимающего участия в горении (что имеет место для других двух окислителей), вследствие чего для сгорания того же количества горючего жидкого кислорода требуется по весу меньше, чем других окислителей. Одним из недостатков кислорода является то, что он при обычной температуре, как известно, находится в газообразном состоянии, вследствие чего для сжижения его приходится охлаждать до температуры минус 183 °C и хранить в специальных сосудах, типа дьюаровских, таких, например, какие применяются в термосах. Даже в таких сосудах кислород быстро испаряется, до 5 % в день. Перекись водорода, применявшаяся в качестве окислителя, имела очень высокую концентрацию, до 90 %; производство перекиси такой концентрации сложно и было освоено только в связи с ее применением в качестве окислителя для ЖРД. Концентрированная перекись весьма неустойчива, т. е. разлагается при хранении, которое поэтому становится серьезной задачей – для этой цели применялись различные стабилизирующие присадки. Азотная кислота неудобна тем, что в водных растворах вызывает коррозию многих металлов (обычно она хранится в алюминиевых баках).

В качестве горючих в настоящее время чаще всего применяются погоны нефти – керосин и бензин, а также спирт. Теоретически идеальным горючим является жидкий водород, в особенности с жидким кислородом в качестве окислителя, но его не применяют, так как такое топливо представляет большую опасность и его трудно хранить, а также потому, что жидкий водород имеет очень небольшой удельный вес (он почти в 15 раз легче воды), вследствие чего требует очень больших топливных баков.

В настоящее время наиболее часто применяют в качестве топлива для ЖРД либо керосин или бензин с азотной кислотой, либо спирт с жидким кислородом. Скорость истечения, которую обеспечивают эти топлива в современных двигателях, колеблется в пределах 2000–2500  м/сек, причем топлива с азотной кислотой дают значения, приближающиеся к нижнему из указанных пределов.

Сгорание жидкого водорода в жидком кислороде теоретически дало бы наибольшее значение скорости истечения, равное 3500 м/сек. Однако действительное значение скорости истечения при таком сгорании значительно меньше из-за различных потерь, в частности, из-за так называемой термической диссоциации, т. е. распада продуктов сгорания, который происходит при высокой температуре в камере сгорания и связан с затратой тепла.

В связи с большей калорийностью (теплотворной способностью) жидких топлив по сравнению с порохом скорость истечения газов в ЖРД получается большей, чем в пороховых двигателях, именно 2000–2500  м/секвместо 1500–2000  м/сек. Для сравнения укажем, что при сгорании бензина в воздухе в современных воздушно-реактивных двигателях скорость истечения продуктов горения не превышает 700–800  м/сек.

Следует отметить, что применяющиеся в настоящее время топлива для ЖРД обладают серьезными недостатками, в первую очередь недостаточной калорийностью, и потому не могут считаться удовлетворительными. Подбор новых, улучшенных топлив – одна из важнейших задач совершенствования ЖРД. Однако более неотложной задачей является разработка таких конструкций ЖРД, которые позволили бы полностью использовать как лучшие из существующих, так и новые, более совершенные, топлива. Важнейшее требование, которое при этом предъявляется двигателю, это надежная работа при очень высоких температурах, развивающихся при сгорании высококалорийных топлив.

Как устроен и работает жидкостно-реактивный двигатель

Жидкостно-реактивные двигатели применяются в настоящее время в качестве двигателей для тяжелых ракетных снарядов противовоздушной обороны, дальних и стратосферных ракет, ракетных самолетов, ракетных авиабомб, воздушных торпед и т. д. Иногда ЖРД применяются и в качестве стартовых двигателей для облегчения взлета самолетов.

Имея в виду основное назначение ЖРД, мы ознакомимся с их устройством и работой на примерах двух двигателей: одного – для дальней или стратосферной ракеты, другого – для ракетного самолета. Эти конкретные двигатели далеко не во всем являются типичными и, конечно, уступают по своим данным новейшим двигателям этого типа, но все же являются во многом характерными и дают довольно ясное представление о современном жидкостно-реактивном двигателе.

ЖРД для дальней или стратосферной ракеты

Ракеты этого типа применялись либо в качестве дальнобойного сверхтяжелого снаряда, либо для исследования стратосферы. Для военных целей они были применены немцами для бомбардировки Лондона в 1944 г. Эти ракеты имели около тонны взрывчатого вещества и дальность полета около 300  км. При исследовании стратосферы головка ракеты вместо взрывчатки несет в себе различную исследовательскую аппаратуру и обычно имеет приспособление для отделения от ракеты и спуска на парашюте. Высота подъема ракеты 150–180  км.

Внешний вид такой ракеты представлен на фиг. 26, а ее разрез на фиг. 27. Фигуры людей, стоящих рядом с ракетой, дают представление о внушительных размерах ракеты: ее общая длина равна 14  м, диаметр около 1,7  м, а по оперению около 3,6  м, вес снаряженной ракеты со взрывчаткой – 12,5 тонны.

Фиг. 26. Подготовка к запуску стратосферной ракеты.

Ракета движется с помощью жидкостно-реактивного двигателя, расположенного в ее задней части. Общий вид двигателя показан на фиг. 28. Двигатель работает на двухкомпонентном топливе – обычном винном (этиловом) спирте 75 %-ной крепости и жидком кислороде, которые хранятся в двух отдельных больших баках, как это показано на фиг. 27. Запас топлива на ракете – около 9 тонн, что составляет почти 3/4 общего веса ракеты, да и по объему топливные баки составляют большую часть всего объема ракеты. Несмотря на такое огромное количество топлива его хватает всего только на 1 минуту работы двигателя, так как двигатель расходует больше 125 кгтоплива в секунду.

Фиг. 27. Разрез ракеты дальнего действия.

Количество обоих компонентов топлива, спирта и кислорода, рассчитывается так, чтобы они выгорали одновременно. Так как для сгорания 1  кгспирта в данном случае расходуется около 1,3  кгкислорода, то бак для горючего вмещает примерно 3,8 тонны спирта, а бак для окислителя – около 5 тонн жидкого кислорода [11]11
  Для полного сгорания 1  кгспирта потребовалось бы свыше 2  кгкислорода. В некоторых случаях соотношение весов кислорода и спирта на ракете отвечало расходу 1,2  кгкислорода на 1  кгспирта.


[Закрыть]. Таким образом даже в случае применения спирта, который требует для сгорания значительно меньше кислорода, чем бензин или керосин, заполнение обоих баков одним только горючим (спиртом) при использовании атмосферного кислорода увеличило бы продолжительность работы двигателя в два-три раза. Вот к чему приводит необходимость иметь окислитель на борту ракеты.

Фиг. 28. Двигатель ракеты.

Невольно возникает вопрос: как же ракета покрывает расстояние в 300 км, если двигатель работает всего только 1 минуту? Объяснение этому дает фиг. 33, на которой представлена траектория полета ракеты, а также указано изменение скорости вдоль траектории.

Запуск ракеты осуществляется после установки ее в вертикальное положение с помощью легкого пускового устройства, как это видно на фиг. 26. После запуска ракета вначале поднимается почти вертикально, а по истечении 10–12 секунд полета начинает отклоняться от вертикали и под действием рулей, управляемых гироскопами, движется по траектории, близкой к дуге окружности. Такой полет длится все время, пока работает двигатель, т. е. примерно в течение 60 сек.

Когда скорость достигает расчетной величины, приборы управления выключают двигатель; к этому моменту в баках ракеты почти не остается топлива. Высота ракеты к моменту окончания работы двигателя равняется 35–37  км, а ось ракеты составляет с горизонтом угол в 45° (этому положению ракеты соответствует точка А на фиг. 29).

Фиг. 29. Траектория полета дальней ракеты.

Такой угол возвышения обеспечивает максимальную дальность в последующем полете, когда ракета движется по инерции, подобно артиллерийскому снаряду, который вылетел бы из орудия, обрез ствола которого находится на высоте 35–37  км. Траектория дальнейшего полета близка к параболе, а общее время полета равно приблизительно 5 мин. Максимальная высота, которой достигает при этом ракета, составляет 95-100  км, стратосферные же ракеты достигают значительно больших высот, более 150  км. На фотографиях, сделанных с этой высоты аппаратом, установленным на ракете, уже отчетливо видна шарообразность земли.

Интересно проследить, как изменяется скорость полета по траектории. К моменту выключения двигателя, т. е. после 60 секунд полета, скорость полета достигает наибольшего значения и равна примерно 5500  км/час, т. е. 1525  м/сек. Именно в этот момент мощность двигателя становится также наибольшей, достигая для некоторых ракет почти 600.000 л. с.! Дальше под воздействием силы тяжести скорость ракеты уменьшается, а после достижения наивысшей точки траектории по той же причине снова начинает расти до тех пор, пока ракета не войдет в плотные слои атмосферы. В течение всего полета, кроме самого начального участка – разгона, – скорость ракеты значительно превышает скорость звука, средняя скорость по всей траектории составляет примерно 3500  км/часи даже на землю ракета падает со скоростью, в два с половиной раза превышающей скорость звука и равной 3000  км/час. Это значит, что мощный звук от полета ракеты доносится лишь после ее падения. Здесь уже не удастся уловить приближение ракеты с помощью звукоулавливателей, обычно применяющихся в авиации или морском флоте, для этого потребуются совсем другие методы. Такие методы основаны на применении вместо звука радиоволн. Ведь радиоволна распространяется со скоростью света – наибольшей скоростью, возможной на земле. Эта скорость, равная 300 000 км/сек, конечно, более чем достаточна, чтобы отметить приближение самой быстролетящей ракеты.

С большой скоростью полета ракет связана еще одна проблема. Дело в том, что при больших скоростях полета в атмосфере, вследствие торможения и сжатия воздуха, набегающего на ракету, температура ее корпуса сильно повышается. Расчет показывает, что температура стенок описанной выше ракеты должна достигать 1000–1100 °C. Испытания показали, правда, что в действительности эта температура значительно меньше из-за охлаждения стенок путем теплопроводности и излучения, но все же она достигает 600–700 °C, т. е. ракета нагревается до красного каления. С увеличением скорости полета ракеты температура ее стенок будет быстро расти и может стать серьезным препятствием для дальнейшего роста скорости полета. Вспомним, что метеориты (небесные камни), врывающиеся с огромной скоростью, до 100  км/сек, в пределы земной атмосферы, как правило, «сгорают», и то, что мы принимаем за падающий метеорит («падающую звезду») есть в действительности только сгусток раскаленных газов и воздуха, образующийся в результате движения метеорита с большой скоростью в атмосфере [12]12
  Обычно размеры метеоритов очень невелики, не более 1 мм. Земли достигают самые крупные метеориты, которые не успевают «сгореть» и лишь оплавляются с поверхности. Поэтому падение метеорита на землю сравнительно редкое явление.


[Закрыть]. Поэтому полеты с весьма большими скоростями возможны лишь в верхних слоях атмосферы, где воздух разрежен, или за ее пределами. Чем ближе к земле, тем меньше допустимые скорости полета.

Фиг. 30. Схема устройства двигателя ракеты.

Схема двигателя ракеты представлена на фиг. 30. Обращает на себя внимание относительная простота этой схемы по сравнению с обычными поршневыми авиационными двигателями [13]13
  Конечно, речь может итти только о простоте схемы двигателя ракеты по сравнению с поршневым двигателем. По сравнению с другими ЖРД этот двигатель вовсе не отличается большой простотой. В конструкции двигателя немало весьма сложных элементов, в особенности в системе управления и регулирования.


[Закрыть]; в особенности характерно для ЖРД почти полное отсутствие в силовой схеме двигателя движущихся частей. Основными элементами двигателя являются камера сгорания, реактивное сопло, парогазогенератор и турбонасосный агрегат для подачи топлива и система управления.

В камере сгорания происходит сгорание топлива, т. е. преобразование химической энергии топлива в тепловую, а в сопле – преобразование тепловой энергии продуктов сгорания в скоростную энергию струи газов, вытекающих из двигателя в атмосферу. Как изменяется состояние газов при течении их в двигателе показано на фиг. 31.

Давление в камере сгорания равно 20–21 ата, а температура достигает 2 700 °C [14]14
  По другим данным давление равно 15–16 ата, а температура 2400–2500 °C.


[Закрыть]. Характерным для камеры сгорания является огромное количество тепла, которое выделяется в ней при сгорании в единицу времени или, как говорят, теплонапряженность камеры. В этом отношении камера сгорания ЖРД значительно превосходит все другие известные в технике топочные устройства (топки котлов, цилиндры двигателей внутреннего сгорания и другие). В данном случае в камере сгорания двигателя в секунду выделяется такое количество тепла, которое достаточно для того, чтобы вскипятить более 1,5 тонны ледяной воды! Чтобы камера сгорания при таком огромном количестве выделяющегося в ней тепла не вышла из строя, необходимо интенсивно охлаждать ее стенки, как, впрочем, и стенки сопла. Для этой цели, как это видно на фиг. 30, камера сгорания и сопло охлаждаются горючим – спиртом, который сначала омывает их стенки, а уже затем, подогретый, поступает в камеру сгорания. Эта система охлаждения, предложенная еще Циолковским, выгодна также и потому, что тепло, отведенное от стенок, не теряется и снова возвращается в камеру (такую систему охлаждения называют поэтому иногда регенеративной). Однако одного только наружного охлаждения стенок двигателя оказывается недостаточно, и для понижения температуры стенок одновременно применяется охлаждение их внутренней поверхности. Для этой цели стенки в ряде мест имеют небольшие сверления, расположенные в нескольких кольцевых поясах, так что через эти отверстия внутрь камеры и сопла поступает спирт (около 1/10 от общего его расхода). Холодная пленка этого спирта, текущего и испаряющегося на стенках, предохраняет их от непосредственного соприкосновения с пламенем факела и тем снижает температуру стенок. Несмотря на то, что температура газов, омывающих изнутри стенки, превышает 2500 °C, температура внутренней поверхности стенок, как показали испытания, не превышает 1 000 °C.

Диаметр, мм	950	403	735
Давление, кг/см 2	21	11	1,03
Температура, °абс	3000	2700	1650
Скорость, м/сек	0	1000	2150

Фиг. 31. Изменение состояния газов в двигателе.

Топливо подается в камеру сгорания через 18 горелок-форкамер, расположенных на ее торцевой стенке. Кислород поступает внутрь форкамер через центральные форсунки, а спирт, выходящий из рубашки охлаждения, – через кольцо маленьких форсунок вокруг каждой форкамеры. Таким образом обеспечивается достаточно хорошее перемешивание топлива, необходимое для осуществления полного сгорания за то очень короткое время пока топливо находится в камере сгорания (сотые доли секунды).