2. ОСОБЕННОСТИ РЕШЕНИЯ ПРОБЛЕМЫ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ НА НАЧАЛЬНОМ ЭТАПЕ РАБОТ ПО ЖРД (конец 20-х — перва. > 2.1. ОСОБЕННОСТИ РЕШЕНИЯ ПРОБЛЕМЫ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ НА НАЧАЛЬНОМ ЭТАПЕ РАБОТ ПО ЖРД (конец 20-х

Главная страница > Цитатник

2.1. ОСОБЕННОСТИ РЕШЕНИЯ ПРОБЛЕМЫ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ НА НАЧАЛЬНОМ ЭТАПЕ РАБОТ ПО ЖРД (конец 20-х — первая треть 30-х гг.)

2. ОСОБЕННОСТИ РЕШЕНИЯ ПРОБЛЕМЫ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ НА НАЧАЛЬНОМ ЭТАПЕ РАБОТ ПО ЖРД (конец 20-х — первая треть 30-х гг.)

Глава II. РАЗВИТИЕ МЕТОДОВ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ЖРД В КОНЦЕ 20-х-СЕРЕДИНЕ 40-х гг. XX в

Как уже отмечалось, первым, кто начал практические работы по ЖРД, был Р. Годдард, который еще в 1921 г. провел огневые испытания своего двигателя. В конце 20-х гг. начались аналогичные работы в Германии, в начале 30-х гг. — в СССР и Италии. Кроме того, в начале 30-х гг. к работам по ЖРД приступила большая группа исследователей из Американского ракетного общества (АРО).

2.1. Проблемы создания первых ЖРД

Сущность первых задач, стоявших перед исследователями различных стран, работавшими, как правило, независимо друг от друга, хорошо сформулировал в свое время Р. Годдард. Он писал, что прежде всего необходимо «…продемонстрировать:

Однако независимо от того, когда начал свои работы тот или иной исследователь, они имели ярко выраженный начальный этап, который отличался целым рядом особенностей.

в-третьих, что может быть получено удовлетворительное горение в камере ракеты» [167, с. 477).

во-первых, что могут быть найдены две жидкости, которые при смешении резко высвобождают количество тепла, хоть это само по себе ни в коей мере не является взрывом; во-вторых, что количество тепла, которое высвобождается при смешении двух жидкостей, может регулироваться, так что может быть получен ;

Для решения этой задачи в конце 20-х — начале 30-х гг. создавались различные экспериментальные установки, простейшие ракетные двигатели. Так, например, в 1931 г. В.П. Глушко, работавший в Ленинградской газодинамической лаборатории, проводил изучение горения различных жидкостей сначала в стальных тонкостенных стаканах [13, с. 218], а затем в ходе большого количества огневых испытаний на специальном экспериментальном двигателе ОРМ [13, с. 219–227]. Ознакомительные работы на простейших экспериментальных установках, а затем и на двигателях провел в 1921 г. Р. Годдард [169, с. 499; 182]. Простейшие экспериментальные двигатели были также созданы в Германии Г. Обертом («Шпальдюзе», «Кегельдюзе») [243, с. 221], в СССР Ф.А. Цандером, построившим реактивный , работавший на бензине и воздухе.

Другими словами, нужно было, прежде всего, практически убедиться в возможности получения тяги при сжигании в камере двух жидкостей.

Однако на пути создания таких двигателей встал широкий круг весьма сложных проблем: необходимо было отыскать наилучшие компоненты топлива, способы его подачи в камеру, распыления, воспламенения и т.д. Для их решения в то время не было каких-либо практических рекомендаций, и каждый исследователь должен был в своей работе опираться лишь на собственную интуицию и здравый смысл. В результате в начале 30-х годов появились разнообразные технические решения отдельных задач. В то время, например, применялись камеры сгорания кольцевые. Цилиндрические, конические, эллипсоидные, яйцевидные, а Годдард, как будет показано ниже, создал камеру, имевшую даже квадратное поперечное сечение. Материалом для камер служили сталь, медь, алюминий, чугун, никель и нихром.

Решение одних задач логично приводило к необходимости решения других. Убедившись в принципиальной возможности создания ЖРД, исследователи начали проводить разработку двигателей, имевших более или менее значительную величину силы тяги, причем подавляющее большинство специалистов стремилось не только создать двигатель, но и обеспечить с его помощью демонстрационный полет летательного аппарата (ракеты, планера и т.д.).

2.1. Методы теплозащиты

Сложность одновременного решения всех проблем создания ЖРД стала основной причиной стремления исследователей к проведению, насколько это было возможно, последовательной, поэтапной отработки различных элементов двигателей. В результате в начале 30-х годов четко обозначилась тенденция к упрощению конструкции создаваемых ЖРД: специалисты стремились применять лишь простейшие, не требовавшие серьезной доводки методы охлаждения, позволявшие обеспечить лишь кратковременную непрерывную работу двигателей.

Применение этого метода как нельзя лучше соответствовало стремлению исследователей к простоте конструкции своих ЖРД, и поэтому в начале 30-х годов он получил широкое распространение. Наиболее ярко он был выражен на двигателе «Тепловая губка» (рис. 6), изготовленном в 1935 г. членом Американского ракетного общества Шестом. Этот имел цилиндрическую камеру сгорания, составленную из отдельных дюралевых секций большой массы, длинное и массивное конусное сопло из нихрома, двигатель должен был работать на жидком кислороде и бензине [226, с. 149; 281, с. 460].

Почти каждый исследователь на первых своих двигателях применял метод теплозащиты, основанный на использовании теплопоглощения. Его применение предполагало создание камеры сгорания из материала по возможности с высокой теплопроводностью и теплоемкостью с большим удельным весом, имеющего, кроме того, высокую температуру плавления. В процессе работы двигателя тепловой поток, поступающий от продуктов сгорания в стенку, аккумулируется ею, и в течение нескольких секунд (или десятков секунд) ее температура находится на допустимом уровне, что и обеспечивает ее сохранность. Разумеется, такой двигатель приходится выключать тотчас, как только температура его стенки достигнет предельной для данного материала величины.

В начале практических работ пионеры ракетной техники с применением этого метода связывали особые надежды в решении проблемы охлаждения. Вот, например, мнение В.П. Глушко: «…надежная (в механическом и химическом смысле) теплоизоляция для к(амер) сг(орания) р(акетных) м(оторов) весьма желательная как упрощающая конструкцию РМ (отсутствие или упрощение сложной системы охлаждения)» [16, с. 164].

Этот метод применялся также на некоторых экспериментальных двигателях Годдарда; для лучшего теплопоглощения на стальную стенку камеры сгорания и (или) сопла двигателей Глушко ОРМ-1, -9, -12 и др. наносилось внутреннее покрытие из толстого слоя меди [53, с. 93, 100–102; 21; 56, с. 712]. На кислородном отечественном двигателе 03 с той же целью иногда применялось сопло с утолщенными стенками [71, с. 16]. Второй метод, нашедший широкое распространение в 30-е годы, требовал использования материалов с низкой теплопроводностью и допустимой температурой, большей температуры продуктов сгорания. В настоящее время он называется теплоизоляцией и для его применения внутренняя поверхность металлической камеры сгорания и сопла огнеупорными материалами, которые изолируют стенку двигателя от действия горячих продуктов сгорания и тем самым предохраняют ее от разрушения.

Его разделяли практически все исследователи, в разных странах были проведены широкие работы по проверке возможности применения в ЖРД огнеупорных материалов, существовавших в промышленности того времени. Огнеупорную облицовку алундом (окись алюминия — корунд) имел двигатель первой ракеты Р. Годдарда [123, с. 48; 271, с. 588], запущенной 17.III.1926г. В Германии Г. Оберт проводил исследования возможности применения в ЖРД угля и графита [16, с. 164]. В Австрии Е. Зенгер изучал возможности электродного графита, окиси тория, вольфрама и окиси магния [243, с. 230]. Широкое применение нашли огнеупорные материалы на отечественных двигателях 02, 10, ОРМ-9 и др.

1 — жидкий кислород; 2 — бензин; 3 — блоки из сплава алюминия; 4 — камера сгорания; 5 — сопло из нихрома" Рис. Схема камеры двигателя Шеста «Тепловая губка» 1 — жидкий кислород; 2 — бензин; 3 — блоки из сплава алюминия; 4 — камера сгорания; 5 — сопло из нихрома

Однако опыт практических работ показал, что в промышленности того времени не было материалов, способных удовлетворить многочисленным и специфическим требованиям со стороны ракетного двигателестроения. Камеры сгорания, облицованные огнеупорными материалами, работали на разогрев в течение нескольких десятков секунд, по истечении которых материалы начинали разрушаться.

Следует отметить, что В.П. Глушко был единственным исследователем, который в начале 30-х годов попытался самостоятельно разработать новые виды огнеупорных материалов. В 1930 г. он провел 165 опытов по изучению 45 различных композиций, состоявших из 12 основных и 6 связующих веществ. В результате он отобрал четыре композиции (MgO + обожженный тальк + растворимое натровое стекло; MgO + обожженный каолин + растворимое натровое стекло; ZrO2 + растворимое натровое стекло; ZrO2 + MgO + растворимое натровое стекло), обладавшие наилучшими характеристиками, и указал на целесообразное процентное содержание входящих в них веществ [16, с. 167].

В начале 30-х годов на двигателях широко применялся метод емкостного охлаждения жидкостью, при котором тепловой поток от стенки передавался путем естественной конвекции к жидкости, заполнявшей зарубашечное пространство вокруг камеры.

2.1. Методы охлаждения

— емкостное охлаждение водой или другой жидкостью, не являвшейся компонентом топлива;

Метод в то время имел две модификации:

1 — бак с водой; 2 — камера сгорания; 3 — четыре сопла [два сопла не показаны]; 4 — магистраль подачи окислителя; 5 — магистраль подачи горючего; 6 — форсуночная головка" Рис. Схема охлаждения ЖРД ракеты АРО № 4 1 — бак с водой; 2 — камера сгорания; 3 — четыре сопла [два сопла не показаны]; 4 — магистраль подачи окислителя; 5 — магистраль подачи горючего; 6 — форсуночная головка

— емкостное охлаждение топливом, т.е. регенеративный метод.

1 — камера сгорания; 2 — сопло; 3 — форсунка горючего; 4 — форсунка окислителя; 5 — бак горючего; 6 — бак азота; 7 — бак окислителя" Рис. Схема охлаждения двигателя ракеты АРО № 3 1 — камера сгорания; 2 — сопло; 3 — форсунка горючего; 4 — форсунка окислителя; 5 — бак горючего; 6 — бак азота; 7 — бак окислителя

1 — бак с кислородом; 2 — камера; 3 — отверстие для подачи кислорода; 4 — отверстия для подачи бензина; 5 — бак с углекислотой; 6 — приемник углекислоты" Рис. Схема емкостного охлаждения двигателя ракеты «Мирак» 1 — бак с кислородом; 2 — камера; 3 — отверстие для подачи кислорода; 4 — отверстия для подачи бензина; 5 — бак с углекислотой; 6 — приемник углекислоты

Немецкие специалисты, работавшие на «Ракетенфлюгплатце», попытались применить емкостное охлаждение двигателя ракеты «Мирак-II» жидким кислородом (рис. 8).

Охлаждение водой применялось на отечественных двигателях ОРМ-1 и [21, с. 189], на ЖРД для ракеты №1, изготовленной в АРО Х.Ф. Пиэрсом и Г.Э. Пендреем [226, с. 144], на двигателях немецкой ракеты «Репульсор» [46, с. 109, 110, 112; 243, с. 224], на ЖРД для ракеты (рис. 7), изготовленной Дж. Шестом [226, с. 146]; на отечественном двигателе 03 применялось охлаждение глицерином [71, л. 10].

А вот еще одна «экзотическая» схема емкостного регенеративного охлаждения, реализованная в 1934 г. специалистами АРО Б. Смиттом и Г. Пендреем на двигателе для ракеты № 3 (рис. 9). Камера сгорания и сопло были окружены бензиновым баком, который, в свою очередь, был окружен баком жидкого кислорода. По свидетельству Пендрея, в ходе работ с ракетой выяснилось, что ее «…нельзя было ни заправить, ни запустить, так как жидкий кислород, соприкасаясь с большой массой нагретого , просто испарялся и выходил через заправочное отверстие столь же быстро или даже еще быстрее, чем поступал в бак» [226, с. 146–148]. Несмотря на очевидную бесперспективность метода емкостного охлаждения жидкостью, его применение, тем не менее, сыграло в ряде случаев большую роль в развитии ЖРД, созданных в начале 30-х годов . Выше уже отмечалось, что практические работы были начаты в этой стране Обертом, который создал первые двигатели «Шпальдюзе» и «Кегельдюзе».

Эта ракета по своей конструкции сильно напоминала известные пороховые ракеты. Она имела направляющую, изготовленную из двух труб (которые одновременно служили соответственно баком горючего и емкостью для сжатого газа, использовавшегося в системе подачи), и головку, заполненную жидким кислородом. Нижняя часть головки была сделана из меди и имела конический свод, так что конусная камера (точнее, просто конусное сопло) входила в этот свод и оказывалась, по существу, окруженной баком жидкого кислорода. При этом предполагалось, что жидкий кислород будет охлаждать камеру и, испаряясь, способствовать его вытеснению из бака [46, с. 115; 243, с. 69]. При первом же огневом испытании ракеты весной 1931 г. бак с жидким кислородом взорвался [46, с. 108].

Способ уменьшения массы двигателей вскоре был найден, он состоял в применении совершенно новой (для немецких специалистов) системы охлаждения. Вместо жаропрочных материалов стали использовать алюминий, стенки камеры начали делать тонкими и впервые ввели их емкостное охлаждение водой. «Кто высказал эту счастливую мысль, — писал В. Лей, — никто не знает» [46, с. 129]. Но мысль эта была для немецких конструкторов действительно счастливая. Новый двигатель, имевший такую систему охлаждения, г, был легче «Кегельдюзе» более чем в 10 раз [243, с. 224]. 14.V.1931 г. ракета с этим ЖРД (рис. 10), известная под названием «Двухручечный репульсор», взлетела на высоту около 60 м [46, с. 112—113]. Это был первый удачный пуск ракеты специалистами «Ракентенфлюгплатце».

Для теплозащиты этих ЖРД они изготавливались из «жаропрочного материала» (чугуна, а на некоторых вариантах было предусмотрено использование керамики) и работали при большом избытке окислителя. Эти двигатели были весьма массивны и развивали столь малую тягу, что она не могла уравновесить массу ракеты (например, «Мирак-I»).

1 — камера сгорания, 2 — ребра воздушного охлаждения; 3 — магистрали подачи кислорода; 4 — магистраль подачи бензина; 5 — зарубашечное пространство для регенеративного охлаждения; 6 — сопло; 7 — впрыск топлива" Рис. 1 Схема охлаждения двигателя Була 1 — камера сгорания, 2 — ребра воздушного охлаждения; 3 — магистрали подачи кислорода; 4 — магистраль подачи бензина; 5 — зарубашечное пространство для регенеративного охлаждения; 6 — сопло; 7 — впрыск топлива

1 — алюминиевая камера сгорания; 2 — бак с водой; 3 — магистраль подачи жидкого кислорода; 4 — магистраль подачи спирта; 5 — сопло" Рис. 1 Схема охлаждения ЖРД ракеты «Двухручечный репульсор» 1 — алюминиевая камера сгорания; 2 — бак с водой; 3 — магистраль подачи жидкого кислорода; 4 — магистраль подачи спирта; 5 — сопло

13.VI.1931 г. Р. Небелем и К. Риделем был получен немецкий патент под названием «Реактивный двигатель на жидком топливе», в котором патентовался способ емкостного охлаждения жидкостью [243, с. 224]. Следует отметить, что роль этого метода для развития ЖРД в Германии определялась не тем, что его применение позволило уменьшить массу двигателей, а тем, что с его появлением изменился подход к решению проблемы охлаждения. Если на предыдущих двигателях исследователи пытались использовать материалы с высокой температурой плавления (керамика) и низкой теплопроводностью, то с появлением этого метода началось использование материалов с низкой температурой плавления и высокой теплопроводностью; если раньше двигатели были неохлаждаемыми, то теперь исследователи наглядно убедились в целесообразности их охлаждения.

а – ОРМ-24; б – ОРМ-26; в – ОРМ-30" Рис. 1 Схема сопел двигателей В.П. Глушко с ребрами воздушного охлаждения а – ОРМ-24; б – ОРМ-26; в – ОРМ-30

14.V.1933 г. специалистами АРО была запущена небольшая ракета, известная как АРО № Ее двигатель был установлен в верхней части топливных баков трубчатой конструкции, сделанных в виде двух направляющих. В головке ракеты было предусмотрено отверстие, через которое при ее полете проходил воздух и, обдувая камеру сгорания, охлаждал ее [226, с. 144]. Другими словами, ЖРД охлаждался набегающим потоком воздуха при полете ракеты. Этот метод был использован в том же году членом Общества Булом, создавшим двигатель с большими ребрами воздушного охлаждения (рис. 11), расположенными вдоль камеры и сопла [281, с. 461].

В начале 30-х гг. широко применялся еще один метод охлаждения, который можно классифицировать как бесперспективный, — охлаждение воздухом.

Этот метод охлаждения не давал значительного эффекта, и время работы двигателей определялось в основном условиями теплопоглощения стенкой.

В СССР В.П. Глушко на ряде своих двигателей (ОРМ-24, 25, 26, 30) также предусмотрел на сопле ребра для охлаждения воздухом (рис. 12), причем эти ребра на одних ЖРД располагались продольно, т.е. вдоль оси двигателя, а на других — поперечно. При этом, по-видимому, предполагалось, что при стендовых испытаниях охлаждение будет осуществляться путем передачи тепла от ребер к воздуху, движущемуся за счет возмущений, вносимых струей выходящих продуктов сгорания.

Стремление применять простейшие методы охлаждения и желание одновременно обеспечивать длительную работу двигателей находились между собой в очевидном противоречии, выход из которого многие исследователи пытались найти путем искусственного понижения температуры горения топлива. Это достигалось следующими двумя способами или их комбинацией: во-первых, в спирто-кислородное топливо добавлялась инертная примесь — вода; во-вторых, обеспечивалось горение при большом (не оптимальном) избытке одного из компонентов топлива.

2.1. Методы, упрощавшие решение проблемы теплозащиты ЖРД

Примешивание воды в спирт позволило немецкому конструктору М. Валье обеспечить непрерывную работу своего ЖРД в течение достаточно большого интервала времени, что позволило в апреле 1930 г. провести испытательные пробеги ракетного автомобиля РАК-7 [243, с. 219]; за счет большого избытка окислителя Г. Оберту удалось обеспечить непрерывную работу своего «Кегельдюзе» в течение 90 с [46, с. 104]; широко варьировал соотношения компонентов топлива в ходе своих экспериментов Р. Годдард и т.д.

Разумеется, эти способы снижали экономичность двигателей, но зато ЖРД работали в течение заметного промежутка времени, что было немаловажно, когда в ряде стран широкие круги общественности относились к идее реактивных двигателей с недоверием.

Р. Годдард, начав свои работы с эфиром и жидким кислородом, вскоре перешел к использованию бензина и жидкого кислорода. Мотивы этого перехода понять нетрудно — Годдард хотел повысить экономичность своих ЖРД. Однако плохие характеристики этого топлива привели к тому, что исследователю до конца 30-х гг. не удалось создать удовлетворительно работающий двигатель: он не решил в полной мере ни проблему теплозащиты, ни проблему неустойчивого горения.

Решению проблемы охлаждения также способствовал соответствующий выбор компонентов топлива. В начале практических работ исследователи применяли в качестве топлива самые разнообразные смеси, но к 1933 г. практически на всех известных двигателях, за исключением ЖРД, созданных В.П. Глушко, использовались в качестве горючего бензин, а в качестве окислителя — жидкий кислород. Однако вскоре опыт показал, что это топливо имеет целый ряд недостатков. Определяющие из них с точки зрения проблемы охлаждения состояли в следующем: 1) при его использовании, как правило, наблюдалось неустойчивое горение в камере, приводившее к увеличению теплового потока в стенку и, как следствие этого, к ее прогару, а также к другим видам разрушений; 2) оба компонента были плохими хладагентами. Эти недостатки логично привели к тому, что исследователи, применявшие это топливо, перешли к использованию на своих ЖРД водного раствора спирта в сочетании с жидким кислородом. Такой переход был сделан в 1933 г. , в 1935г. – в США (АРО). В.П. Глушко в значительно большей степени, чем другие исследователи, уделял внимание изучению различных топлив. Прежде всего, в результате большого количества огневых испытаний он пришел к выводу о том, что с точки зрения проблемы охлаждения в качестве окислителя лучше всего использовать азотную кислоту с углеводородными горючим [15, с. 243—244]. Затем, в 1933 г. он полностью отказался от применения таких горючих, как бензин, бензол и толуол, остановив свой выбор .

На рассматриваемом этапе в ряде случаев делались попытки применения и более сложных методов — проточного охлаждения. Так, например, первый же и единственный ЖРД, созданный в Италии, имел проточное регенеративное охлаждение камеры [44, с. 48].

Таким образом, тенденция перехода к более целесообразному (в понимании специалистов того времени) топливу была присуща тогда почти всем исследователям.

Двигатель (рис. 13) работал на бензине и четырехокиси азота, имел вытеснительную систему подачи топлива. Его камера сгорания имела цилиндрическую форму и внутри была облицована огнеупорным материалом. Сопло и сужающаяся часть камеры охлаждались окислителем через оребренный винтовой охлаждающий тракт, остальная часть камеры через такой же тракт охлаждалась горючим. Этот двигатель был успешно испытан в конце 1930 г. и, по свидетельству одного из его создателей, проработал непрерывно [44, с. 50].

1 — камера сгорания; 2 — сопло; 3 — огнеупорное теплозащитное покрытие камеры; 4 — оребренный охлаждающий тракт камеры; 5 — оребренный охлаждающий тракт сопла; 6 — форсуночная головка; 7 — ход окислителя; 8 — ход горючего" Рис. 1 Схема охлаждения двигателя, созданного Крокко в Италии 1 — камера сгорания; 2 — сопло; 3 — огнеупорное теплозащитное покрытие камеры; 4 — оребренный охлаждающий тракт камеры; 5 — оребренный охлаждающий тракт сопла; 6 — форсуночная головка; 7 — ход окислителя; 8 — ход горючего

По-видимому, Годдард имел в виду возможность регулирования давления в камере и изменение в результате этого тяги двигателя. Двигатель ОР-1 не относился к классу ЖРД. О нем говорится здесь и далее в связи с тем, что он был той «простейшей экспериментальной установкой», с помощью которой Ф.А. Цандер решил ряд начальных задач, необходимых для последующего перехода к работам по ЖРД. ЖРД «тепловая губка» был создан позже рассматриваемого здесь этапа. Однако его целесообразно рассмотреть в настоящем разделе, посвященном анализу начальных работ по ЖРД, в связи с тем, что начальный этап в АРО закончился позже, чем у других специалистов, особенности работ которых и определили принятую здесь периодизацию. Такой прием будет использоваться и в дальнейшем. OPM-2 имел частично также и проточное регенеративное охлаждение. ОРМ-2 имел частично также и проточное регенеративное охлаждение. При второй попытке запуска ракеты №4 с двигателя была снята рубашка водяного охлаждения. Испарение кислорода происходило также и за счет теплообмена с внутренним баком, т.е. с баком для бензина. Имеются в виду работы специалистов немецкого ракетного общества, проводившиеся на «Ракетенфлюгплатце». По другим данным, его масса составляла 85 г (46, с. 109). Расхождение объясняется, по-видимому, тем, что в работе (243) учитывалась также и масса охлаждающего кожуха. В том же году работы в Германии на «Ракетенфлюгплатце» были прекращены, но получили свое дальнейшее развитие на испытательной станции «Куммерсдорф» и проводились в рамках военного ведомства. В 1933 г. в СССР был организован Реактивный научно-исследовательский институт (РНИИ), объединивший специалистов Московского ГИРДа и Ленинградской газодинамической лаборатории. Конечно, принимая во внимание при выборе топлива его особенности с точки зрения решения проблемы охлаждения, В.П. Глушко учитывал также и другие его характеристики. Так, например, топливо азотная кислота и керосин имеет более высокую плотность, чем спиртокислородное топливо, что позволяло улучшить летные характеристики летательных аппаратов с двигателями на азотно-кислотном топливе. Кроме того, это топливо — высококипящее, что делало его более удобным в эксплуатации, чем, например, спиртокислородное. К сожалению, подробности эксперимента в настоящее время неизвестны, и проверить правильность этой цифры не представляется возможным.

Регенеративное проточное охлаждение имел созданный в начале 20-х годов упомянутый выше двигатель Годдарда, а также ЖРД ОРМ-2, -3, -6, -7, разработанные Глушко, на которых частично или полностью применялось охлаждение с помощью этого метода. Однако все эти двигатели, кроме ЖРД Крокко, не подвергались огневым испытаниям, по-видимому, из-за сложности их конструкции, и этот метод в начале 30-х гг. сколько-нибудь заметного распространения не получил.

Первый лёгкий носитель.

Экспериментальные работы по ПВРД и самолетам с ПВРД (1930-1948).

Введение.

Вступление.

Главная страница > Цитатник