Главная страница >  Хронология 

4.1. МЕТОДЫ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

Запуск в СССР первого искусственного спутника Земли был большим событием в жизни человечества. Это было не только впечатляющим шагом на пути дальнейшего упрочения человеком своей власти над природой, но и началом практической реализации тех возможностей в решении различного рода научных и народнохозяйственных задач, которые сулило проникновение человека в космос. Весь мир стал свидетелем мощного научно-технического потенциала СССР и высокого уровня советской ракетной техники.

Глава IV. РАЗВИТИЕ РАБОТ ПО ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЕ ЖРД В 60–70-х гг.

После запуска в СССР четвертого спутника американский генерал Л.Шассэн писал: «Подобный вес корабля заставляет думать, что русские располагают новыми видами топлива, которые дают большую скорость истечения газов» [91, с. 156].

Советская ракета-носитель «Восток» могла выводить на околоземные орбиты существенно более тяжелые полезные грузы, чем вес первого спутника (83,6 кгс). Масса выводимых на орбиты советских спутников быстро росла и составляла: у второго — 508,3 кг, у третьего — 1327 кг, у четвертого она уже достигла нескольких тонн (4540 кг). Это свидетельствовало о том, что в СССР вполне возможен запуск в космос человека, впрочем, не заставивший себя долго ждать.

Низкий уровень американских ракетоносителей позволял решать лишь сравнительно несложные космические задачи. Масса первого спутника США составляла всего лишь 14 кг, второго — 1,5 кг, четвертого — 17,5 кг.

Однако дело тут заключалось не в каком-то новом сверхчудесном топливе, которое на советских ракетах представляло собой такую же смесь керосина и жидкого кислорода, как и на американских ракетах, а в значительно более высоком уровне отечественной ракетной техники вообще и жидкостного ракетного двигателестроения в частности.

Специалисты СССР могли на основе уже достигнутого уровня ракетной техники проводить планомерные работы по освоению космоса. Кроме того, специалистам было понятно, что для решения перспективных задач необходимо создать более мощные ракеты-носители, а, следовательно, и более мощные жидкостные ракетные двигатели.

Значительное отставание в конце 50-х — начале 60-х гг. специалистов США от специалистов нашей страны в освоении космического пространства стало основной причиной появления различных по своему характеру задач, стоящих перед этими странами в развитии ракетно-космической техники.

Общественность США очень болезненно воспринимала систематическое отставание от Советского Союза своей космонавтики. Так, например, сенатор Генри Джонсон в газете «Нью-Йорк таймс» от 6.Х.1957 г. назвал запуск Советским Союзом первого искусственного спутника Земли «...уничтожающим ударом по престижу Соединенных Штатов». После неудачной попытки запуска первого американского спутника, предпринятой 6.XII.1957 г., другой сенатор Р.Рассел расценил это событие как «новый тяжелый удар по нашему (т.е. США. — Г.С.) уже в значительной степени пострадавшему престижу».

Специалисты США стояли перед необходимостью создания, по существу, новых и более мощных, чем существовавшие в этой стране, ракет-носителей, предназначенных для вывода различных полезных грузов на околоземные орбиты.

Советский Союз в решении проблемы изучения Луны пошел по более рациональному пути, состоящему в использовании для этих целей автоматических аппаратов, с помощью которых можно было получить ту же научную информацию, какая могла быть получена с непосредственным участием в этой программе человека.

Понимая это обстоятельство, руководящие круги в США по чисто престижным соображениям приняли решение обеспечить пилотируемый полет на Луну. «Я убежден, — заявил президент США Дж.Кеннеди 25 мая 1961 г. на совместном заседании сената и палаты представителей, — что наша страна должна взять на себя обязательство еще до истечения нынешнего десятилетия высадить человека на Луну с благополучным возвращением на Землю...» [3, с. 77].

Новые задачи по освоению космического пространства предъявляли более сложные требования к ракетным двигателям. На рассматриваемом этапе были проведены работы по созданию двигателей весьма большой (до 700 тс) и весьма малой (до нескольких грамм) тяги, работавших на одно- и двухкомпонентных, на высококипящих и низкокипящих топливах, делались попытки повысить давление в камере сгорания до нескольких сот атмосфер, проводились исследования по применению металлического горючего и т.д.

Различные цели в освоении космоса закономерно приводили и к различным путям развития ракетно-космической техники в СССР и в США.

4. МЕТОДЫ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

На пути развития ракетных двигателей стояла неизменно сложная проблема их охлаждения, методы решения которой на рассматриваемом этапе поднялись на новую, более высокую качественную ступень.

Внешние условия, в которых должны были находиться и работать эти двигатели, оказывали существенное влияние на их конструктивные особенности. При проектировании указанных двигателей специалистам приходилось принимать во внимание целый ряд специфических обстоятельств. Так, например, в условиях невесомости топливо в баках будет хаотически перемешиваться с пузырями газа, применяющегося для наддува баков, что может в конечном итоге привести к выходу из строя некоторых элементов двигателя. Глубокий вакуум приводит к тому, что поверхность элементов двигателя покидают адсорбированные на этих поверхностях газовые молекулы, а также частицы конструкционных материалов, смазки, покрытий и пр. В результате изменяются фрикционные свойства поверхностей, может произойти самопроизвольная сварка подвижных контактирующих металлических частей двигателя. На различные материалы отрицательно воздействует и солнечная радиация, элементы космических ЖРД находятся в сложных тепловых условиях: их температура может колебаться в широких пределах (от -150°С до + 150°С).

С появлением космических аппаратов возникла необходимость в разработке двигателей, выполняющих различные функции в условиях космического пространства, такие, например, как ориентация и стабилизация аппарата, коррекция скорости и траектории его полета, проведение маневров по стыковке и расстыковке с другими аппаратами и т.д.

Такую же систему охлаждения имел и двигатель автоматической межпланетной станции, совершившей в 1966 г. мягкую посадку на Луну. В корректирующую тормозную двигательную установку (КТДУ-1) этой станции входил однокамерный ЖРД с насосной подачей топлива. Двигатель развивал тягу 4640 кгс (45,5 кН) при давлении в камере 64 кг/см2 (6,55 МПа) и имел удельный импульс 2720 м/с.

В первой половине 60-х гг. на пути создания таких ЖРД в мировом двигателестроении наметилось два направления. В СССР под руководством А.М.Исаева были разработаны двигатели с максимальным использованием предшествующего опыта, полученного при создании мощных ЖРД. На советских космических аппаратах широко используются ЖРД с насосной подачей двухкомпонентного топлива и с камерами, имеющими регенеративное охлаждение. Такой двигатель использовался, например, для торможения космического корабля «Восток». Этот ЖРД (ТДУ-1) работал на самовоспламеняющемся топливе, состоящем из азотно-кислотного окислителя и горючего на основе аминов. Его тяга составляла 1614 кгс (15,8 кН), давление в камере 57 кг/см2 (5,8 МПа), удельный импульс 2610 м/с. Камера сгорания этого ЖРД была связанной конструкции и охлаждалась одним из компонентов топлива, протекавшим по охлаждающему тракту, головка двигателя обеспечивала в камере сравнительно холодный пристеночный слой продуктов сгорания [10, с. 36].

Еще более высокими были характеристики ЖРД, использовавшегося на межпланетной станции «Марс». Давление в камере этого ЖРД составляло 95 кг/см2 (9,8 МПа), а удельный импульс 3090 м/с.

Насосная система подачи топлива, регенеративное охлаждение камер позволяли советским специалистам получать весьма высокие технические характеристики космических ЖРД. Так, например, на космических станциях «Луна-16» и «Луна-20» основной ЖРД корректирующе-тормозной двигательной установки, работавший на самовоспламеняющемся высококипящем топливе, содержавшем несимметричный диметилгидразин, удельный импульс составлял 3080 м/с, суммарное время работы 650 с, тяга могла изменяться (в трех режимах) от 1930 до 750 кгс (18,9 и 7,35 кН).

Следует подчеркнуть, что в СССР также применяются двигатели с вытеснительной системой подачи топлива. Так, например, по такой схеме был построен двухкамерный ЖРД блока малой тяги КТДУ автоматических межпланетных станций «Луна-16» и «Луна-20». Однако, как уже отмечалось, у нас в стране такие двигатели не получили широкого распространения.

По другому пути в решении этой проблемы пошли специалисты США. Проведенный ими анализ показал, что при использовании на космических ЖРД насосной системы подачи топлива и регенеративного охлаждения трудно обеспечить требуемую надежность двигательных установок. Поэтому в отличие от советских специалистов, сумевших решить эту задачу, они приняли решение упростить конструкцию космических двигателей путем перехода к вытеснительной системе подачи топлива и созданию камер без регенеративного охлаждения.

Еще в начале 40-х гг. в США были разработаны пластмассы на основе полиэфирных, меламиновых, фенольных, эпоксидных и прочих смол, армированных стекловолокном. Военные ведомства заинтересовались этим материалом, имевшим при прочих примерно равных условиях меньшую удельную плотность по сравнению, например, со сталью. В апреле 1943 г. управление материалов ВВС США заключило с одной из фирм контракт на разработку метода создания из стеклопластиков отдельных частей самолетов [191,с. 90]. В результате исследований в том же году для самолета ВТ-15 («Vultee») из этого материала были изготовлены двери и баки для топлива [191, с. 89—90; 234, с. 95, 96; 272, с. 55]. К концу второй мировой войны пластмассы уже применялись и в других областях военной техники — из них делали лодки, тару, шлемы, палатки, обтекатели радиолокационных станций и другие предметы.

Предпосылкой для разработки в США космических ЖРД упрощенной конструкции послужили достижения в области новых конструкционных материалов.

Один из существенных недостатков этих пластмасс состоял в их низкой влагостойкости. Волокна стекла разрушались под действием воды и водяных паров — при погружении в воду материал терял до 50% своей механической прочности [132]. Этот недостаток был устранен в результате научных исследований: было найдено связующее вещество — винилхлорсилан, увеличивавшее адгезию между стеклянными волокнами и смолой [132]. Кроме того, с этой же целью начали применять специальное стекло (Е-стекло) с содержанием 1% щелочей [131].

Однако на пути развития этих пластмасс в 40-е гг. стояли серьезные трудности. Они были весьма низкого качества и имели высокую стоимость. В то время технологические процессы формирования изделий (подбор катализаторов, выбор типа смолы, а также необходимых величин и методов приложения давления, длительность цикла формирования) устанавливались в ходе производства методом проб и ошибок.

Эти работы улучшили технологические и экономические характеристики стеклопластиков, и их потребление начало постепенно возрастать, причем не только в военных, но и в гражданских областях техники.

К концу 40-х гг. были достигнуты существенные успехи в разработке наполнителей пластмасс: были созданы так называемые маты, применение которых вместо стеклоткани оказалось более экономичным; были получены бесконечная стеклянная ровница, однонаправленные маты и толстая крученая пряжа [272, с. 57].

В 1953—1955 гг. были созданы высокотемпературные пластмассы на основе фенольных смол [160]. Когда перед специалистами по ракетной технике встал вопрос об обеспечении теплозащиты возвращаемых космических аппаратов и головных частей ракет, они обратили внимание на этот материал. Правда, он под действием высоких температур разрушался, но зато, испаряясь (сублимируя), он поглощал много тепла. Следовательно, если покрыть корпус летательного аппарата пластмассой, которая при нагреве будет разрушаться, то он останется невредимым. Метод теплозащиты, основанный на заранее предусмотренном разрушении теплопоглощающего покрытия, получил название «абляция». Опыты с возвращаемыми конусами ракет, проведенные во второй половине 50-х гг. наглядно показали специалистам США, что этот метод позволяет надежно предохранить конструкцию летательного аппарата от действия высоких температур [95, с. 625]. Так началось применение стеклопластиков в американской ракетно-космической технике.

До середины 50-х гг. в промышленности США применялись пластмассы на основе полиэфирных, силиконовых, меламиновых и других смол.

Появление метода теплозащиты, называемого сейчас «абляционным охлаждением», сыграло большую роль при создании космических ЖРД в США. Такое охлаждение имел, в частности, ЖРД AJ-10–137, предназначавшийся для верхней ступени ракеты «Титан-III». Первое огневое испытание этого двигателя состоялось в июле 1963 г. [274].

Разумеется, что армированные пластмассы используются и на советских аппаратах: с их помощью обеспечивается, например, тепловая защита всех спускаемых с орбиты космических кораблей.

Такое же охлаждение имел и двигатель AJ-10–138, использовавшийся на основном блоке космического корабля «Аполлон» [104]. Абляционное охлаждение применялось также на американских двигателях серии SE (SE-6, SE-8, SE-9 и др.), на взлетном и посадочном двигателях лунного экспедиционного отсека «Аполлона» [103; 104] и др.

Этот ЖРД имел тягу 3,6 тс (35,2 кН), удельный импульс 3000 м/с при давлении в камере 7 кгс/см2 (0,7 МПа) и работал на топливе азоттетраксид и аэрозин. Он был рассчитан на многократное включение в течение 6,5 ч космического полета. Абляционное охлаждение имела камера сгорания и начальный участок сопла, включая его критическое сечение. Остальная часть сопла имела радиационное охлаждение. У огневой стенки камеры был образован избыток горючего за счет впрыска горючего через периферийные форсунки. В качестве абляционного материала использовалось рефразиловое волокно, пропитанное фенольной смолой.

Изучение «механизма» абляции в ракетных двигателях имело дополнительные трудности по сравнению с ее исследованиями на ракетах. Эти трудности были обусловлены тем, что в камерах двигателей происходит взаимодействие абляционного материала с химически активными продуктами сгорания и характер этого взаимодействия для разных топлив — разный. Тем не менее, исследования особенностей процесса абляции в ЖРД проводились. Как показано в работе [113], в начале 60-х гг. были получены результаты изучения этого процесса в двигателях, работающих на топливе RP-1 и жидкий кислород, а также на фторводородном топливе. Такие исследования были впоследствии распространены и на другие топливные смеси [176, 181] и широко проводятся до настоящего времени.

Следует отметить, что применение этого метода в ракетно-космической технике США привело к появлению целого научного направления по исследованию его особенностей.

В начале 60-х гг. был разработан так называемый метод намотки [186], заключавшийся в том, что на оправку, имеющую определенную форму (тело вращения, например, корпус ракеты), наматывается волокно (например, стекловолокно), скрепляемое с помощью связующего (смолы).

В 50-е гг. единственным методом изготовления деталей из стеклопластиков был метод прямого прессования в формах. Однако с началом применения пластмасс в ракетной технике появилась необходимость создавать крупногабаритные детали, что логично требовало увеличивать размеры оборудования, например штампов. Поэтому американские специалисты вынуждены были заниматься поисками новых технологических методов, пригодных для изготовления таких деталей.

Указанные три способа изготовления деталей (способ прямого прессования, способ намотки и «Розетта») применяются равноправно. Например, на одном из вариантов ЖРД космического аппарата «Сервейор» сопло изготавливалось с помощью всех этих методов [186].

Следующим шагом на пути улучшения технологии изготовления деталей из стеклопластиков явилась разработка (по-видимому, в 1963 г.) метода наслоения, получившего название «Розетта» [186], который был более совершенным по сравнению с намоткой.

Один из недостатков указанного метода абляции (назовем его поверхностной абляцией) состоит в том, что при работе двигателя, как правило, увеличивается диаметр его критического сечения, а, следовательно, и изменяется его тяга. Поэтому американские специалисты разработали другие методы абляционного охлаждения, позволяющие сохранять размеры критического сечения неизменными.

Попытка улучшения абляционных материалов предпринималась и в других направлениях. Так, например, было установлено, что конструкции, изготовленные методом намотки, имели склонность к выпучиванию и нестабильности форм из-за низкого сопротивления межслоевому сдвигу. Для повышения прочности на сдвиг в фирме «Аэро» был разработан метод трехмерного армирования, которое осуществлялось за счет прошивки, провязки и различных методов переплетения армирующих материалов [187]. Продолжался поиск новых наполнителей пластмасс: в начале 60-х гг. кроме стекловолокна применялись кварцевые, асбестовые, графитовые и прочие волокна.

Этот метод мы будем называть внутренней абляцией. Он пока не применяется в ЖРД, но иногда используется на некоторых в РДТТ, так же как и другая его разновидность, которую условно назовем методом внешней абляции. При применении последнего стенки двигателя изготавливаются из жаропрочного пористого материала. Вокруг стенки на наружной стороне ее размещается какой-либо сублимирующий материал, например, тефлон, некоторые нитриды и окислы. При работе двигателя этот материал начинает сублимировать и полученный при этом газ проходит сквозь пористые стенки в камеру, что приводит к эффекту, подобному наблюдаемому при внутренней абляции. Разумеется, что давление генерируемого газа должно превышать давление в камере, а это приводит к тому, что после некоторого времени работы двигателя непосредственный контакт между его стенкой и сублимирующим материалом нарушается и теплообмен между ними начинает происходить путем излучения [113, с. 97]. Это обстоятельство накладывает ограничения на выбор материалов стенки и наполнителя. Действительно, нитрид алюминия имеет высокую температуру плавления и, несмотря на то, что теплота сублимации у него также высока, этот материал не пригоден для использования в качестве наполнителя при графитовой стенке, так как при теплообмене излучением ее температура должна быть выше допустимой для того, чтобы обеспечить его сублимацию.

Один из них предполагает применение жаростойкой пористой матрицы, изготовленной, например, из вольфрама или графита, пропитанной некоторым наполнителем (медью, тефлоном [113, с. 96], серебром, цинком 1267, с. 66] и др.). Если участок критического сечения сопла изготовить из такого материала, то при работе двигателя температура матрицы не будет превышать некоторого предельного значения, так как тепло будет поглощаться за счет нагрева, плавления и испарения наполнителя, который, превратившись в газ, будет выходить из пор матрицы, создавая «холодный» пристеночный слой.

Что же касается метода изоляции, то он используется, как правило, в сочетании с внешним регенеративным и пленочным охлаждением. Выше уже отмечалось, что огнеупорные материалы применялись на ЖРД Р-4 и XLR-9 Примером космических двигателей, на которых использовались такие материалы, могут служить ЖРД ТД-280 и ТД-339 для космического аппарата «Сервейор».

В начале 60-х гг. в США вновь появился интерес к методам изоляции и теплопоглощения, чему в немалой степени способствовало то обстоятельство, что в промышленности появились огнеупорные материалы с достаточно хорошими характеристиками. В настоящее время нет сведений о применении на штатных ЖРД в США метода теплопоглощения. В ряде работ отмечалось только, что он применяется на экспериментальных двигателях и может быть использован на некоторых ЖРД для космических аппаратов и двигателях антиракет [267, с. 62; 138, с. 2].

В начале 70-х гг. этот метод был практически использован американскими специалистами на корректирующем двигателе ракетной ступени «Аджена», что позволило применить на нем новый, более плотный окислитель на основе азотной кислоты и повысить в результате его удельный импульс почти на 2 с (19,6 м/с) [145,183].

На рассматриваемом этапе продолжались исследования теплозащиты отложением. Их результаты были частично изложены в [120, 121,201,202, 249, 286, 288] и касались вопросов эффективности этого метода для новых топлив, таких, например, как четырехокись азота и монометилгидразин, четырехокись азота и аэрозин-50 и др.

Использование этих материалов началось в США в 40-е гг., когда они потребовались в целом ряде областей промышленности (радиоэлектронике, металлургии, химическом машиностроении, медицинской технике и пр. [225, с. 81; 240, с. 189]. При этом встал широкий круг проблем, связанных с поиском залежей руд этих металлов, организацией их добычи и переработки, с получением сплавов на основе этих металлов и разработкой технологии их обработки.

Кроме абляционных и керамических материалов, в американском двигателестроении нашли широкое применение и жаропрочные сплавы редких металлов: тантала, ниобия, молибдена и пр. Большинство из этих материалов в 30-е гг. были редкостью даже в научных лабораториях, не говоря уже об их практическом использовании. Так, например, в то время считалось, что ниобий — вредная примесь в танталовом сырье, и весь мировой запас изделий из ниобия (листы, проволока и т.д.) составлял в 1930 г. всего 10 кг [37, с. 5].

Практически до второй половины 50-х годов все рассматриваемые материалы находились на сравнительно низком уровне своего развития и не применялись в ракетной технике США, причем исследователей в первую очередь интересовали не столько высокотемпературные свойства новых материалов, сколько другие замечательные их характеристики.

Положение усугублялось еще и тем, что фундаментальная наука сильно отставала от потребностей практики и решение различных проблем, возникавших при разработке новых сплавов, проводилось методом, который лучше всего можно охарактеризовать как метод проб и ошибок. Исследователям, по существу, было ясным только то, что механические примеси ухудшают свойства этих металлов. В рамках этого положения и проводились соответствующие исследования, хотя единой их линии не было – каждая лаборатория проводила изучение образцов, «загрязненных» по-своему, и получала при этом результаты, отличные от результатов других специалистов или вообще ошибочные. Так, например, долгое время считалась, что температура плавления ниобия составляет 1950°С, и лишь впоследствии оказалось, что он плавится при 2500°С [37, с. 7]. Примерно так же обстояло дело и с оценкой температуры плавления чистого бериллия. Долгое время считалось, что она находится в интервале 1280—1950°С, и только в первой половине 50-х гг. появилось сообщение, что эта температура находится в пределах 1280–1285°С.

Постепенно проблемы решались и, когда американские специалисты начали поиск способов изготовления космических ЖРД без регенеративного охлаждения, они обратили внимание на эти материалы. С их использованием они решили создать камеры, отвод тепла от которых производится лишь излучением в космическое пространство. Такой метод получил название «радиационное охлаждение». Его идея проста: тепловой поток, поступающий в стенку от продуктов сгорания, отводится излучением в окружающее пространство. Однако при этом тепловой баланс устанавливается при столь высоких температурах стенки, что возможность реализации этого метода полностью зависит от существования жаропрочных материалов.

Для применения этих материалов в ракетных двигателях необходимо было создать специальные жаропрочные сплавы, найти способы предотвращения их от окисления при высоких температурах.

Сплавы молибдена нашли широкое применение в космических ЖРД. Они использовались при изготовлении двигателей системы управления космическим аппаратом «Аполлон» [256], сопла ЖРД ТД-339 для космического аппарата «Сервейор» [188, с.18] и др.

Работы по созданию небольших ЖРД с радиационным охлаждением начались в 1961 г. на ряде фирм («Маквардт», «Рокетдайн», «Аэроджет», «Белл», «Викерс», «Маниполис»). Первоначально испытывались камеры из жаропрочного сплава 90Та—10W, не предохраняемого противоокислительными покрытиями. При этом предполагалось, что за счет соответствующей конструкции форсуночной головки и работе при избытке горючего окисление стенок может быть уменьшено до предела, при котором жаропрочные металлы могли успешно работать при температуре 2200°С. Однако в процессе испытаний выяснилось, что скорость окисления незащищенного металла была большой, но при этом было также установлено, что температуры стенок можно поддерживать ниже предполагаемого значения: при давлении в камере 6 кгс/см2 они не превышали 1600°С, т.е. величины, при которой молибденовая стенка с дисилицидным противоокислительным покрытием могла выдерживать работу в течение 1,5 ч. С повышением температуры стенок допустимое время работы двигателя уменьшалось, оказывала весьма коротким при 1850°С, и, наоборот, с ее понижением оно увеличивалось, достигая, например при 1500°С, трех часов [138, с. 107].

Ассортимент жаропрочных сплавов, использовавшихся в ракетном двигателестроении, со временем постоянно расширялся. Например, в середине 60-х гг. на фирме «Марквард» испытывались камеры сгорания из рения [215, с. 128], в начале 70-х гг. проводились исследования по созданию двигателей из гафния [216, с. 52] и т.д.

В первой половине 60-х гг. проводились работы по созданию двигателе и из сплавов других редких металлов. Например, к 1964 г. на фирме «Белл» был разработан и проходил огневые испытания неохлаждаемый ЖРД с тягой 45 кгс (442 Н), изготовленный из ниобиевого сплава 99Nb + 1%Zr [282, с. 47]; из ниобиевого сплава С-103 была изготовлена юбка сопла посадочного ЖРД и насадок сопла ЖРД AJ-10–137 космического корабля «Аполлон» [103–104].

Заметим, что независимо от того, какой метод тепловой защиты используется на том или ином ЖРД, все американские двигатели для космических аппаратов работают на низком давлении в камере, составляющем примерно 6—10 кгс/см2, в то время как советские двигатели имеют давление продуктов сгорания, достигающее 90 кгс/см Это обстоятельство объясняется довольно просто: низкое давление в камере необходимо американским специалистам для того, чтобы использовать вытеснительную систему подачи топлива и уменьшить теплоотдачу от газов в стенку двигателя. Однако даже при низком давлении равновесная температура стенок камеры оказывается выше допустимой, и американские специалисты вынуждены снижать температуру сгорания топлива, повышая расход одного из его компонентов, т.е. обеспечивая работу при неоптимальном соотношении компонентов топлива. «Разумеется, что во всех случаях конструкция форсуночной головки выбирается такой, чтобы на стенке камеры был избыток горючего.

Интересная система охлаждения была разработана во второй половине 60-х гг. на фирме «Рокетдайн» для ЖРД космического аппарата «Маринер-71». Этот двигатель, получивший обозначение RS-2101, работал на четырехокиси азота и монометилгидразине. Его тяга составляла 136 кгс (1330 Н) при давлении в камере порядка 8,2 кгс/см2 (0,836 МПа) и удельном импульсе 282 с (2770 м/с). Камера сгорания и сопло были изготовлены из бериллия и охлаждались пленочной завесой от головки. Тепловой поток, поступавший на участок сопла, не защищенный завесой, частично излучался в окружающее пространство, а частично за счет теплопроводности передавался по стенкам камеры к местам, охлаждаемым завесой жидкости [48]. Положительный эффект в этой схеме был обусловлен применением бериллия, обладающего достаточно большой температурой плавления и высокой величиной теплопроводности, что при прочих равных условиях позволяло понизить температуру в районе критического сечения сопла или при той же ее величине повысить давление в камере.

Во второй половине 60-х гг. на космических ЖРД США все чаще начинает находить применение внешнее регенеративное охлаждение, использовавшееся в сочетании с методами теплозащиты. Так, например, на фирме «Тиокол» был создан двигатель «Радиамик» С-1, работавший на четырехокиси азота и монометилгидразине. Он развивал тягу 45 кгс (442 Н) и имел комбинированную систему охлаждения: камера сгорания охлаждалась регенеративно, а сопло – излучением [255, 273].

Снижение температуры сгорания топлива неминуемо приводит к снижению удельного импульса двигателей. Правда, чтобы в какой-то степени эти потери скомпенсировать, американские специалисты предусматривают на своих ЖРД высокую степень расширения сопла. Низкое давление в баках позволяет получить некоторый выигрыш в их весе. Тем не менее американские двигатели оказываются тяжелыми и имеют большие габариты. Так, например, упомянутый выше ЖРД AJ-10–138 имеет высоту 2 м, диаметр 1,2 м, удельный вес примерно 25 кг/т. По этим параметрам он сравним с двигателем второй ступени ракеты «Титан-II» и существенно уступает советскому ЖРД РД-119.

В 70-х гг. в ряде стран начали проводиться экспериментальные работы по созданию кислородно-водородных ЖРД для космических аппаратов, что привело к появлению некоторых новых схем систем охлаждения. Низкая плотность жидкого водорода, его хорошие охлаждающие свойства, стремление уменьшить давление его подачи послужили основной предпосылкой для применения метода, получившего название «открытых труб», при котором хладагент после прохождения охлаждающего тракта вытекает в окружающее пространство. Разумеется, что этот метод приводит к некоторым потерям в удельном импульсе двигателя [138, с. 8].

Интересная схема с использованием регенеративного охлаждения была разработана на этой же фирме для двигателя ТД-339, предназначавшегося для аппарата «Сервейор». Эта схема получила название «ворамик», образованное из сочетания двух слов «вортекс» (вихрь) и «керамик» (керамика). Двигатель развивал тягу в вакууме, равную примерно от 14 до 47 кгс (137–460 Н) при давлении в камере от 5 до 7,5 кгс/см2 (0,51-М,7 МПа). Он работал на топливе монометилгидразин и смесь 90% (по весу) четырехокиси азота и 10% окиси азота. Его максимальный удельный импульс составлял 287 с (2820 м/с). Камера сгорания и наиболее теплонапряженная часть сопла охлаждались регенеративно через четырехзаходный охлаждающий тракт. В критическом сечении сопла был предусмотрен керамический вкладыш, уменьшавший тепловой поток к хладагенту. Охлаждению камеры способствовал вихревой впрыск горючего. При этом создавалась защитная пленка горючего на стенке камеры. Эксперименты показали, что при полноте сгорания 95–98% тепловой поток в стенку уменьшается за счет вихревой подачи горючего на 25%. Расширяющаяся часть сопла была изготовлена из молибденового сплава (Mo + 0,5%Ti) и охлаждалась излучением [188].

Еще в 1942 г. Р.С.Гауглер запатентовал устройство для отвода тепла (патент США № 2350348), получившее в настоящее время название «тепловая труба». Идея, положенная в ее основу, настолько же проста, насколько оригинальна. Труба состоит из корпуса, на внутренней стороне которого располагаются продольные микроканалы, и рабочего тела, находящегося внутри трубы и представляющего собой некоторую жидкость. Если один конец этого устройства нагревать, то жидкость может, разумеется, превратиться в пар, который заполнит всю трубу. Если же другой ее конец при этом охлаждать, то пар будет на нем конденсироваться и капельки жидкости под действием капиллярного эффекта будут двигаться по микроканалам к нагреваемому концу, где вновь происходит нагрев, испарение и т.д.

В середине 60-х гг. усилиями специалистов фирмы «Белл» была разработана реверсивная система охлаждения небольших ЖРД [275]. При работе двигателя жидкий водород поступает в коллектор на срезе сопла, откуда направляется в охлаждающую рубашку сопла, а затем через ряд форсунок, расположенных на сферической камере сгорания около сужающейся части сопла, подается в камеру, образуя при этом пристеночный слой, движущийся в сторону головки, т.е. против направления движения основного потока продуктов сгорания. Жидкий кислород впрыскивается в камеру, как и обычно, со стороны головки. В начале 70-х гг. на фирме было разработано три двигателя с таким охлаждением. Они имели максимальную тягу 22,5 (220 Н), 31,5 (310 Н) и 450 кгс (441 Н). Средняя полнота сгорания топлива составляла 0,95; давление в камере равнялось соответственно 1,4–4,6 (0,14–0,47 МПа); 4,5–6 (0,46–0,61 МПа) и 17–18 кгс/см2 (1,73–1,83 МПа); максимальная температура стенки камеры сгорания не превышала 20% от температуры сгорания. Применение этого метода позволило использовать для изготовления камеры обычные никелевые сплавы без термостойких покрытий [283].

В конце 60-х — начале 70-х гг. на фирме «Тиокол» была разработана радиационно-адиабатическая система охлаждения двигателей, работавших на окиси фтора и диборане. Эта система предусматривала отвод тепла от камеры к топливу-хладагенту с помощью блока из твердого пиролитического графита. От критического сечения сопла тепло отводилось с помощью восьми радиально расположенных тепловых труб, изготовленных также из пиролитического графита. Внешние (по отношению к двигателю) концы труб соединялись с кольцевым теплообменником, который был разделен на секции так, чтобы каждой трубе соответствовало три секции. Такое разделение было предусмотрено для повышения надежности системы охлаждения, так как в этом случае при неисправности одной секции могло произойти лишь частичное нарушение охлаждения. Внутренняя стенка теплообменника служила поверхностью конденсации паров рабочего тела, а торцы труб, примыкавшие к горловине сопла, — испарительной поверхностью.

Этот способ отвода тепла от нагретых тел был забыт, и о нем вспомнили лишь в середине 60-х гг., когда он был запатентован Т.Л.Уайтом как метод обеспечения теплового режима элементов космических аппаратов (патент США № 3152774, 1964 г.). В результате в США начались работы по применению тепловых труб и для охлаждения ЖРД. Весьма высокие температуры, характерные для ракетных двигателей, логично привели к попыткам использовать наиболее теплостойкие материалы для корпуса труб и высокотемпературные теплоносители. Корпуса изготавливались, как правило, из пиролитического графита, велись работы по применению с этой целью вольфрама. В качестве рабочего тела при температурах, не превышающих 1200°С, использовались литий и натрий, для более высоких температур велись исследования по применению серебра [262] . Существовавшие в 70-е годы тепловые трубы снимали тепловые потоки, равные 8,2•106 Вт/м2, что, вообще говоря, позволяло использовать этот способ в ЖРД , работающих при невысоких давлениях в камере.

Следует отметить, что в 60-е гг. в США проводились достаточно широкие исследования точности расчетов удельных тепловых потоков от продуктов сгорания в стенку двигателя.

Двигатель развивал тягу 63 кгс (620 Н) при давлении в камере 6,8 кгс/см2 (0,695 МПа). При его доводке встретились трудности, связанные с тем, что температура стенок ЖРД оказывалась выше той, при которой работали тепловые трубы [262].

Вместе с тем исследования показали, что при больших углах конусности докритической части сопла и при пониженных числах Рейнольдса результаты опытов были значительно ниже данных расчета для области критического сечения и закритической части сопла.

Эксперименты, проведенные с соплом, по которому протекал нагретый воздух, показали, что их результаты достаточно хорошо согласуются с результатами расчетов (в пределах 15%) по упрощенному уравнению Бартца при Топр=Тaw [110, с. 562].

Изучению этого явления в 60-е гг. было посвящено большое количество работ [107—109, 247]. Так, например, в работе [108] было показано, что в сопле с углом раствора сужающейся части, равном 45°х2, и углом раствора расширяющейся части, составляющем 15°х2, при давлении торможения 2—17,5 кгс/см2 (0,2—1,78 МПа) и температуре торможения 1250—2500°С на сужающейся части сопла вплоть до его критического сечения за счет ламинаризации потока продуктов сгорания имело место уменьшение теплового потока, достигающее 50%. Примерно такой же результат был получен и в работе [109], авторы которой провели эксперименты с соплами, имеющими полууглы конусности дозвуковой части, равные 10, 30, 45, и 10, 15°— сверхзвуковой части. Было установлено, что при больших углах конусности докритической части сопла, при давлениях торможения р0?10,5 кгс/см2 (1,07 МПа) и температуре торможения T0 = 835 К теплоотдача в стенку уменьшается в дозвуковой части и достигает ~50% в критическом сечении по сравнению с обычными величинами теплоотдачи в турбулентных пограничных слоях.

Детальные исследования, проведенные на ЖРД, также показали, что в области малых величин числа Re и больших углах конусности сужающейся части сопла, начиная с дозвуковой области сопла, экспериментальные данные располагаются ниже расчетных [279], причем при уменьшении числа Re это явление проявляется сильнее.

Поиск новых методов и оптимальных схем систем охлаждения ЖРД в 60-х — 70-х гг. в США проводился достаточно интенсивно, хотя удовлетворительные результаты появлялись сравнительно редко. Для полноты картины отметим некоторые оригинальные предложения, не нашедшие, однако, практического применения на штатных ЖРД.

Таким образом, появился новый метод, способствующий охлаждению небольших ЖРД, состоящий в соответствующем выборе геометрии сопла.

Идея увеличения эффективности внутреннего охлаждения содержалась также в патенте [126], авторы которого предлагали в пристеночный слой продуктов сгорания вводить вспененный хладагент, что, по их мнению, позволяло уменьшить расход горючего на завесу.

В одном из патентов [97] предлагался метод ламинаризации течения для получения устойчивых пленок топлива, используемого для внутреннего охлаждения. С этой целью предлагалось в горючее добавлять поверхностно-активные вещества в концентрации от 10-2 до 10-3%, в качестве которых для горючих, совместимых с водой (например, гидразина), предлагалось использовать водные растворы окиси полиэтилена, а для углеводородных горючих — полизобутилен в бензоле. Отмечалось, что поверхностно-активные вещества могут также подаваться на стенки камеры через специальные форсунки, а при кратковременных испытаниях — заранее наноситься на стенки в виде слоя пасты.

В патенте [165] предлагались рецептура и метод изготовления метилполисиликонов, предназначенных для добавки к углеводородному и спиртокислородному топливам для защиты стенок от тепла. При горении топлива в результате этой добавки создаются облака конденсированных частиц, экранирующих стенки камеры сгорания от радиационных потоков.

Один из методов охлаждения был приведен в работе [236], в которой предлагалось применять транспирационное охлаждение с помощью жидко-металлического теплоносителя, «продавливаемого» через пористую вольфрамовую стенку.

На рассматриваемом этапе в мировой практике сложились две различные технические концепции по вопросу о наиболее целесообразных путях тепловой защиты космических ЖРД. Советские специалисты считали целесообразным создание таких двигателей с насосной системой подачи топлива и регенеративным охлаждением, что позволяло создавать двигатели с высокими техническими характеристиками. Специалисты США придерживались других взглядов, считая, что при насосной системе подачи топлива и регенеративном охлаждении трудно обеспечить высокую надежность ЖРД. При этом они разрабатывали двигатели с вытеснительной системой подачи топлива и без регенеративного охлаждения. Эти двигатели работали при низком давлении в камере и имели в целом удельный импульс ниже, чем у советских ЖРД.

Из сказанного относительно проблемы охлаждения космических ЖРД в США, в частности, следует, что удовлетворительное ее решение было во многом обусловлено достижениями промышленности материалов. При этом влияние соответствующих областей естественной науки было менее значительным и носило скорее случайный, нежели систематический характер, работы по охлаждению ЖРД опирались в основном на прикладные научные исследования.





Далее:
Люди разных миров.
ПРИЛОЖЕНИЕ.
Стромский И.В. «Космические порты мира».
Проект многоразового транспортного корабля вертикальной посадки (НПО «Энергия»).
ЗВЕЗДЫ СТАЛИ БЛИЖЕ.
Глава 12. ТРИУМФЫ И КРИЗИСЫ ЛУННЫХ ПРОГРАММ.
Материя и жизнь.
Lee So-hyun.
RESNIK JUDITH.


Главная страница >  Хронология