Развитие методов теплозащиты жидкостных ракетных двигателей - Салахутдинов Г.М.

Author: Салахутдинов Г.М.

Tags: техника средств транспорта тепловые двигатели (кроме паровых машин и паровых турбин) термодинамика ракетная техника ракетные двигатели космическая техника двигателестроение

Year: 1984

Similar

Механика космического полета с малой тягой.

Англо-русский словарь сокращений по авиационной и ракетно-космической технике

Ракетные двигатели и управляемые снаряды

Англо-русский словарь-справочник по ракетно-космической технике

Text

АКАДЕМИЯ НАУК СССР
ИНСТИТУТ ИСТОРИИ ЕСТЕСТВОЗНАНИЯ И ТЕХНИКИ
Г.М. САЛАХУТДИНОВ
РАЗВИТИЕ МЕТОДОВ
ТЕПЛОЗАЩИТЫ
ЖИДКОСТНЫХ
РАКЕТНЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
Ответственный редактор
доктор технических наук, профессор
Н.И. МЕЛИК-ПАШАЕВ
ИЗДАТЕЛЬСТВО "НАУКА"
Москва 1984
Smnmdbykto
foRFm

УДК 629 @91) 78:621.455
Салахутдинов Г.М. Развитие методов теплозащиты жидкостных ракетных
двигателей. М. Наука; 1984.
Рассматривается развитие работ по решению проблемы теплозащиты жидкостных
ракетных двигателей (ЖРД) , проводившихся в разных странах с конца XIX в до
настоящего времени Приводится ряд малоизвестных методов охлаждения ЖРД,
исследуются особенности и закономерности этого развития. Анализируются первые
идеи, трудности, стоявшие на пути практических работ, рассматриваются современные
зарубежные достижения в области теплозащиты ЖРД.
Книга рассчитана на специалистов в области ракетного двигателестроения, а также
на всех, кто интересуется историей ракетно-космической техники
Рецензенты
Б.Л. Белов, Е.К. Мошкин - Ю.Б. Татаринов
Гелий Малькович Салахутдинов
РАЗВИТИЕ МЕТОДОВ ТЕПЛОЗАЩИТЫ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Утверждено к печати Институтом истории естествознания и техники АН СССР
Редактор СМ. Дьяченко. Редактор издательства М.М. Гальперин
Художник Д А. Шпаков. Художественный редактор Н.А. Фильчагина
Технический редактор А Л. Шелудченко. Корректор З.Д. Алексеева
Набор выполнен в издательстве на наборно-печатающих автоматах
И Б №27547
Подписано к печати 19 11 84. Т — 19884 Формат 60 X 90 1/16 Бумага офсетная № 2
Гарнитура Универс. Печать офсетная. Усл. печ.л. 9,0. Уел кр -отт 9,1. Уч -изд.л. 12,3
Тираж 1100 экз. Тип. зак. 1830. Цена 1р. 90к
Издательство "Наука", 117864 ГСП-7, Москва В-485, Профсоюзная ул., д. 90
Ордена Трудового Красного Знамени 1-я типография издательства "Наука"
199034, Ленинград В-34, 9-я линия, 12
2303020200-556
С 292-84-IV © Издательство "Наука", 1984 г
042 @2) -84

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
д
6*
6
в
X
т
Ф
d
f
G
9
L
M
P
P
Q
q
r
T
коэффициент конвективной
теплоотдачи,
толщина теплового погра-
пограничного слоя;
толщина вытеснения погра-
пограничного слоя;
толщина динамического пог-
пограничного слоя;
толщина потери импульса
пограничного слоя;
коэффициент теплопровод-
теплопроводности;
динамический коэффициент
вязкости;
плотность;
поправочный коэффициент,
учитывающий изменение
свойств газа;
касательное напряжение;
толщина потери энергии по-
пограничного слоя,
показатель степени в темпе-
температурной функции вяз-
вязкости;
коэффициент пропорцио-
пропорциональности;
коэффициент поверхностно-
поверхностного трения;
удельная теплоемкость при
постоянном давлении;
диаметр;
гидравлический диаметр,
площадь;
массовый расход;
ускорение свободного паде-
падения;
отношение удельной тепло-
теплоемкости при постоянном
давлении к удельной тепло-
теплоемкости при постоянном
объеме;
длина;
число Маха;
давление;
тяга двигателя,
тепловой поток;
плотность теплового по-
потока;
радиус;
температура (на внешней
границе пограничного слоя)
локальная усредненная по
времени температура;
U — скорость на внешней грани-
_ це пограничного слоя;
и — локальная, усредненная по
времени х-составляющая
скорости в пограничном
слое;
Мэф — эффективная скорость исте-
истечения газов из сопла;
х' — расстояние от критического
сечения сопла по оси двига-
двигателя;
х — расстояние от критического
сечения сопла вдоль стенки;
Nu=— — число Нуссельта;
л
pU/
Re = ——— — число Рейнольдса;
Рг = ¦ — число Прандтля;
X
Re# — число Рейнольдса, основан-
основанное на толщине потери им-
импульса;
St — число Стантона
ОБОЗНАЧЕНИЯ КОМПОНЕНТОВ
ТОПЛИВ
БДАК —' белая дымящая азотная кис-
кислота;
НДМГ — несимметричный диметилги-
дразин;
JP—3,RP —1— горючее типа керосин;
LOX — жидкий кислород.
ИНДЕКСЫ
г
к сг
о
.опр
W
параметры при средней по
потоку температуре;
газ;
камера сгорания;
параметры торможения;
исходное термодинамиче-
термодинамическое состояние;
средние условия между ус-
условиями на стенке и в ядре
потока;
параметры на стенке;
критическое сечение сопла

ВВЕДЕНИЕ
Тепловая защита жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), включающая
в себя собственно теплозащиту и охлаждение, — традиционно одна из
сложнейших проблем ракетно-космической техники. Трудности ее решения
обусловлены в основном тем, что работа этих двигателей сопровождается
весьма высокими температурами, давлениями и скоростями газового
потока. Своей высокой теплонапряженностью они заметно выделяются
из всего класса тепловых машин — на современных ЖРД температура
продуктов сгорания достигает 4000 К, давление в камере превышает
20 МПа, а скорость истечения газов из сопла составляет около 4500 м/с.
Решение этой проблемы затрудняется также еще и тем, что в камерах
ЖРД, как правило, находится химически активный газ, способный взаи-
взаимодействовать с материалом их стенок. Кроме того, по ряду причин охлаж-
охлаждение эгих камер целесообразно производить с помощью компонентов
топлива, расход которого строго лимитирован, а скорость протекания
хладагента по охлаждающему тракту, а также температура нагрева хла-
хладагента имеют вполне определенные ограничения.
Современное развитие методов отвода тепла от нагретых тел, высоко-
высокотемпературных конструкционных материалов, а также исследований по
теплопередаче в определенной степени обусловлено непосредственными
потребностями разработки и создания ЖРД.
Трудности решения проблемы охлаждения оказывают заметное влия-
влияние на развитие ЖРД, во многом обусловливая выбор компонентов топ-
топлива, конструкций камер сгорания, сопла, форсуночных головок, систем
подачи, определяя в значительной степени ряд важнейших характеристик
двигателей, таких, например, как давление в камере сгорания, удельный
импульс, удельная масса и пр.
К сожалению, в современной учебной литературе вопрос о методах
охлаждения и теплозащиты ЖРД в чисто техническом аспекте рассмотрен
недостаточно полно. Свидетельством этого может служить отчасти тот
факт, что в учебниках по ЖРД не все методы тепловой защиты, применяю-
применяющиеся или, особенно, разрабатывающиеся в настоящее время, даже просто
перечисляются.
Некоторые методы, находившие применение в 30-е гг., не только не
описаны в современной литературе, но и оказались попросту забытыми.
Такое положение дел вряд ли можно считать допустимым не только с
точки зрения истории техники, но и с чисто технических позиций: много-
многочисленные факты, приведенные отчасти и в настоящей работе, говорят
о том, что некоторые технические решения, применявшиеся на ранних
этапах развития того или иного технического средства, становятся вновь
актуальными и находят применение на более поздних его этапах.
Историко-техническое исследование вопроса о развитии методов теп-
тепловой защиты ЖРД создает предпосылки для понимания логики развития
самих двигателей, что является необходимым этапом на пути написания
истории всей ракетно-космической техники. В ряде работ, авторы ко-
которых ставили своей целью рассмотреть развитие либо ЖРД [20, 35, 53,

81, 203, 226, 243, 244, 251, 281 ], либо ракетной техники [8, 28, 46, 49,
123,150] в той или иной стране, вопрос о методах решения проблемы тепло-
тепловой защиты, естественно, затрагивался лишь тогда, когда без этого нельзя
уже было больше обойтись. В ряде статей историко-технического характера,
появившихся в течение нескольких последних лет и посвященных анализу
проблемы охлаждения ЖРД [9, 10, 243], рассматриваются лишь некото-
некоторые фрагменты из истории ее решения.
В предлагаемой книге представлены результаты первого системати-
систематического исследования процесса развития методов тепловой защиты камер
ЖРД. Разумеется, было бы неправильным воспринимать ее как учебник
или монографию, ставящую своей целью всестороннее рассмотрение чисто
технических аспектов проблемы тепловой защиты. Главная ее задача заклю-
заключается в том, чтобы вскрыть логику работ по решению этой проблемы,
установить особенности, тенденции и закономерности их развития. Поэто-
Поэтому выбор рассматриваемых вопросов, степень подробности изложения
материала полностью определялись поставленной целью.
Эта книга адресуется не столько узкой группе исследователей, рабо-
работающих непосредственно в области теплопередачи в ЖРД, сколько ши-
широкому кругу специалистов, занимающихся различными вопросами раз-
разработки ЖРД, преподавателям, аспирантам и студентам соответствующих
учебных заведений, историкам техники и всем тем, кто интересуется воп-
вопросами истории ракетно-космической науки и техники. Поэтому при ее
написании была сделана попытка по возможности упростить изложение
тех или иных положений, хотя, разумеется, для достижения поставленной
цели требовалось рассмотреть и достаточно сложные вопросы, связанные,
например, с зарождением и формированием теории теплопередачи в
ЖРД. Понимая, что доступность книги для широкого круга специалистов
падает с увеличением рассматриваемых специальных, узкотеоретических
вопросов, автор останавливался на последних лишь тогда, когда без этого
нельзя было понять ту или иную особенность развития практических работ
по охлаждению и теплозащите ЖРД.
Следует отметить, что при работе над книгой неожиданно встретились
трудности терминологического характера, которые были обусловлены
тем, что принятая в настоящее время терминология оказывается "узкой"
при попытке ее использования при ретроспективном анализе.
Автор приносит свои извинения за некоторый волюнтаризм в термино-
терминологии, надеясь однако, что использование им в ряде случаев своей термино-
терминологии не приведет к путанице или усложнению текста.
Так как книга основывается в большей степени на материалах "до-
современного" периода развития ЖРД, автор, стремясь к исторической
точности, счел целесообразным использовать в ней внесистемные единицы
измерения, приводя при этом в скобках примерные значения соответст-
соответствующих параметров в единицах СИ.
Автор выражает свою искреннюю благодарность академику В.П. Глушко,
академику Международной академии по астронавтике В.Н. Сокольскому,
д.т.н. А.Д. Веберу, д.т.н., проф. Е.С. Щетинкову, к.т.н. Л.Ф. Фролову,
В.И. Прищепе за большую помощь в работе над книгой.

Глава I
ПЕРВЫЕ ИДЕИ ПО ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЕ ЖРД
(до конца 20-х гг. XX в.)
1.1. ПРЕДЫСТОРИЯ ВОПРОСА
Еще с доисторических времен человечество знакомо с огнем, но тем
не менее до сих пор оно не сумело в полной мере раскрыть его тайны —
изучить "механизм" и особенности процесса горения. Тепло передается от
нагретой части тела к холодной, тепло греет на расстоянии, больше тепла,
меньше тепла — вот, собственно, и все представления о теплопередаче,
существовавшие вплоть до XVIII в.
L 1701 г. в учении о тепле, развивавшемся до этого лишь в рамках
общефилософских рассуждений, произошло весьма важное событие —
И. Ньютон провел первые экспериментальные исследования по конвек-
конвективной теплоотдаче. В настоящее время ряд авторов считают (см., напри-
например, [2, с. 2201), что результатом этих исследований стал широко извест-
известный закон, носящий имя Ньютона и устанавливающий зависимость ве-
величины конвективного теплового потока от коэффициента теплоотдачи,
площади теплоотдающей поверхности и перепада температур. Однако
выводы ученого были всего лишь первым и еще очень небольшим шагом
на пути к этому закону. Наблюдая за охлаждением на воздухе железа, он
пришел пока еще к достаточно простому заключению о том, что "... количе-
количество тепла, которое нагретое железо сообщает в данное время смежным с ним
холодным телам, т.е. которое железо утрачивает в продолжении заданного
времени, пропорционально температуре железа ..."* [57, с. 524].
Опыты Ньютона, указавшие, по существу, на единственно возможный
в то время и весьма перспективный путь изучения тепловых процессов
на основе научного эксперимента, длительное время не получали своего
дальнейшего развития и не стали свидетельством ни того, что учение о
тепле поднялось на новую качественную ступень, ни того, что поя-
появилось новое научное направление — теплопередача. Несмотря на систе-
систематические работы в области теплоты, проводившиеся в XVIII в. (осо-
(особенно во второй его половине), когда появились фундаментальные ра-
работы М.В. Ломоносова, Г.В. Рихмана и других ученых, даже паровая ма-
машина была создана в условиях крайне ограниченных знаний о тепловых
процессах. Свидетельством этого может служить отчасти тот факт, что
второй закон термодинамики был сформулирован Сади Карно на 40 лет
позже появления машины Уатта** [78, с. 194].
*Во времена И. Ньютона еще не проводилось различие между понятиями "тепло"
и "температура" и приведенная цитата дословно имела следующий вид: "... теплота,
которую нагретое железо сообщает в заданное время смежным с ним холодным
телам, т.е. теплота, которую железо утрачивает в продолжении заданного времени,
пропорциональна всей теплоте железа ..." [57, с. 524].
Результаты исследований Ньютона были опубликованы им под названием
"Scala gradunm caloris et frigors " в выпуске Королевского общества "Philosophical
Transactions" [93] Эта статья была переведена и проанализирована академиком
А. Н. Крыловым [57].
** С. Карно опубликовал свою известную работу "Размышления о движущей силе
огня и о машинах, способных развивать эту силу" в 1824 г

Становление теплопередачи как самостоятельного научного направления
произошло только в XIX в ., когда французские исследователи Ж.Б. Фурье
(в 1828 г.) и С. Д. Пуассон (в 1835 г.) создали основы математической
теории теплопроводности, И. Стефан (в 1872 г.) открыл эксперименталь-
экспериментально а Л. Больцман вывел теоретически, исходя из второго закона термо-
термодинамики, закон теплового излучения [ 1, с. 5].
Дальнейшее развитие этой области науки протекало под влиянием потреб-
потребностей в проектировании различных промышленных установок (паровых
машин, пламенных печей и т.д.). Существовавшие по крайней мере еще с
XI11 в. (в Китае и некоторых других восточных странах) ракеты на твер-
твердом топливе по ряду чисто технических причин не требовали каких-либо
специальных мер по их охлаждению. Только с началом разработок первых
проектов реактивных летательных аппаратов исследователи начинают все
чаще задумываться о способах предохранения двигателей этих аппаратов от
действия высоких температур. По-видимому, первым, кто предусмотрел
в проекте реактивного двигателя систему охлаждения, был русский изо-
изобретатель И.И. Третеский.
В 1849 г. он предложил проект двигателя, в камеру сгорания которого
через равные промежутки времени должен был подаваться порох. Иссле-
Исследователь отчетливо сознавал, что от частого взрывания пороховой смеси
стенки камеры могут нагреться до очень высоких температур и в ре-
результате разрушиться. Для избежания этого он считал необходимым раз-
разместить камеру в баке с водой или нашатырным спиртом. Он предложил
по мере нагрева хладагента сливать его в какой-либо сосуд (рис. 1), охлаж-
охлаждаемый за счет передачи тепла в атмосферу, и вновь (через промежуточ-
промежуточный резервуар) направлять в бак, окружающий камеру [50, с. 70].
Идею охлаждения реактивного двигателя можно увидеть также и в па-
патенте на реактивный самолет русского инженера Н.А. Телешова, полу-
ченом им 19.Х 1867 г. При работе этого двигателя (рис. 2) горючее долж-
должно было из баков поступать в рубашку (зарубашечное пространство),
расположенную вокруг цилиндрической камеры сгорания. За счет по-
получаемого от камеры тепла оно в рубашке нагревалось и испарялось.
При достижении определенного давления пары горючего, смешиваясь
предварительно с атмосферным воздухом, направлялись в камеру, где с
помощью электросвечи воспламенялись и сгорали. Продукты сгорания,
истекая из сопла, создавали реактивную тягу, а зарубашечное прост-
пространство вновь заполнялось горючим, и цикл повторялся [52, с. 100].
Конечно, горючее, нагреваясь от камеры, одновременно и охлаждало
ее, но рубашка была предусмотрена Телешовым с целью подготовки го-
горючей смеси, и он в своем патенте вообще не упоминает о дополнительном
полезном эффекте — охлаждении двигателя. До сих пор остается неясным
ответ на вопрос о том, видел ли сам исследователь необходимость охлажде-
охлаждения камеры, задумывался ли он вообще о проблеме охлаждения. Тем
не менее последователи Телешова в схеме его двигателя могли увидеть и
метод охлаждения его камеры — емкостное регенеративное охлаждение.
Идеи по охлаждению ракетных двигателей на твердом топливе содер-
содержатся в дошедших до нашего времени рукописях С.С. Неждановского,
18. V 1882 г. в одной из тетрадей написавшего следующее: "Нужно поза-
позаботиться о том, чтобы трубка, набитая пороховой мякостью*, не нагре-
нагревалась насколько, чтобы воспламенить очень быстро всю мякоть; сред-
средствами для этого могут служить: 1) малая теплопроводность трубки,
2) охлаждение водой** или воздухом, идущим в инжектор" [54, л. 13].
**Тут речь идет о пороховой ракете.
Неждановский слово "водой" зачеркнул.

Р и с. 1. Схема двигателя И.И. Третеского
/ — камера сгорания; 2 — цилиндрические углуб-
углубления, заполненные порохом; 3 — отверстие подачи
пороха в камеру; 4 — ящик с охлаждающей жидко-
стью (промежуточный резервуар и другие элементы
системы охлаждения на схеме не показаны); 5 — со-
сосуд с запасом пороха
Р и с. 2. Схема двигателя Н.А. Телешова
/ — резервуар с горючим; 2 — камера сгорания;
3 — входной клапан; 4 — заднее днище с отверстием
для выхода газов (сопло); 5,6 — краны; 7 — заруба-
шечное пространство; 8— магистраль подачи горючего
L
С именем С.С. Неждановского связаны и первые у нас в стране идеи
по жидкостным ракетным двигателям. В 1880 г. он предложил создать
ракету, приводимую в движение двигателем, работающим на азотной кис-
кислоте и керосине, которые должны были нагнетаться в камеру по двум труб-
трубкам соответственно, смешиваться в ней и сгорать, создавая при этом струю
продуктов сгорания, "увлекающую воздух в раструб, действующий
реакцией" [55, л. 145].
Исследователь предложил делать камеру с двойными стенками, между
которыми для их охлаждения пропускать топливо и воздух [55, л. 221].
Другими словами, он впервые указал на целесообразность охлаждения
ЖРД самим топливом, хотя и в сочетании с воздухом. К сожалению, в
его рукописях нет четкого утверждения о том, что топливо и воздух пос-
после прохождения рубашки должны направляться в камеру. Следовательно,
нельзя однозначно утверждать, что исследователь предложил метод реге-
регенеративного охлаждения, хотя нет сомнений в том, что в его работе со-
содержится идея проточного охлаждения.
8

С.С Неждановский, кроме того, предлагал для решения проблемы
охлаждения искусственно снижать температуру горения путем впрыски-
впрыскивания в камеру сгорания посторонней жидкости, снижающей калорий-
калорийность топлива. В качестве такой жидкости он предлагал использовать во-
воду или, для некоторых топлив, древесный спирт [55, л. 221, 229]. Неко-
Некоторые части двигателя, подверженные действию высоких температур,
он предлагал изготавливать из платины или другого огнеупорного мате-
материала [55, л. 230].
Следует отметить, что, кроме С.С. Неждановского, в конце XIX в.
идею о жидкостном ракетном двигателе высказал также испанский изо-
изобретатель Ариас, разработавший проект такого двигателя и в 1872 г. сде-
сделавший соответствующее сообщение в печати. Однако Ариас ничего не
писал о методах решения проблемы охлаждения, по-видимому, недооце-
недооценив ее значение.
До сих пор историки техники спорят относительно достоверности факта,
описанного в перуанской газете "Эль комерцио" от 7 октября 1927 г.
Р и с. 3. Схема двигателя П. Полета
/ — камера сгорания; 2 — подачл горючего;
3 — подача окислителя; 4 — зажигани »
В ней сообщалось о том, что П. Полет в 1895 г. создал первый в мире
жидкостный ракетный двигатель и даже испытал его (см., например, [11,
281]). Однако это сообщение не было подтверждено какими-либо ''вещест-
''вещественными доказательствами", что не позволяет исследователям в конеч-
конечном счете отдать Полету приоритет в создании первого ЖРД. Вместе с
тем из сообщения, приведенного газетой, можно составить представле-
представление об идеях Полета в области ЖРД.
Из описания его двигателя (рис. 3), в частности, следует, что этот ЖРД
имел массивные стенки, был неохлаждаемым и сохранение его материаль-
материальной части могло осуществляться лишь за счет аккумулирования стенкой
тепла.
Все рассмотренные в настоящем разделе идеи не получили в свое время
широкого распространения, стали известны лишь сравнительно недавно,
и не оказали практически никакого влияния на развитие жидкостных
ракетных двигателей. Поэтому началом работ по решению проблемы охлаж-
охлаждения этих двигателей следует считать 1903 г., т.е. время появления статьи
К.Э. Циолковского "Исследование мировых пространств реактивными
приборами".
1.2. ИДЕИ ПО ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЕ ЖРД ОТЕЧЕСТВЕННЫХ
ПИОНЕРОВ РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ
1.2.1. Идеи К.Э. Циолковского
Ни один из исследователей, занимавшихся в конце XIX в. жидкостными
ракетными двигателями, не видел области их выгодного применения, в их
работах вообще не встречаются слова "вакуум", "эфир" или "космос".
Они создавали свои проекты в качестве альтернативы (да и то чисто гипо-
те4 лческой) различным движителям летательных аппаратов (воздушные
11 ры, дирижабли). При этом они, разумеется, понимали, что для приве-
приведя в движение, например, дирижабля не требуется сверхмощный двига-

тель, способный сообщить ему весьма высокие скорости движения. Поэ-
Поэтому в их работах не содержатся предложения по использованию в ЖРд
топлив наибольшей калорийности: жидких водорода и кислорода, во-
до рода и фтора.
Положение дел коренным образом изменилось в работах, в которых
жидкостные ракетные двигатели предлагалось использовать для космичес-
космических ракет, для которых были крайне желательны максимально возмож-
возможные скорости истечения газов и запасы энергетики на борту. Поэтому в
первой же работе по этой проблеме — статье К.Э. Циолковского "Иссле-
"Исследование мировых пространств реактивными приборами" A903 г.) ^
предлагалось использовать в качестве топлива жидкие водород и кислород,
Предложения об их использовании содержались также в первых работах
Ф.А. Цандера [82,с. 4], Р. Годдарда [24, с. 33], Г. Оберта [58, с. 439],
Ю.В. Кондратюка [39, с. 511]. Однако ориентировочные расчеты показы'
вали, что одноступенчатая ракета, использующая даже это весьма кало-
калорийное топливо, в лучшем случае в состоянии вывести в космос лишь не-
несколько сот килограммов полезной нагрузки. Поиски резервов энерге-
энергетики шли по нескольким направлениям (запуск ракеты за пределами плот-
плотных слоев атмосферы, многоступенчатые ракеты и т.д.), одно из которых
привело к идее использования еще более калорийного топлива: на основе
металлического горючего. Эта идея впервые встречается в рукописи
Ф.А. Цандера, датированной 18. X 1912 г.* [82, с. 32].
Необходимость применения высококалорийных топлив особенно остро
ставила вопрос о том, как обеспечивать сохранность двигателя косми-
космической ракеты. Ответ на него пытались дать практически все исследовате-
исследователи, предлагавшие свои проекты таких ракет, но первая идея в этой облас-
области была высказана К.Э. Циолковским.
В 1903 г. он, предлагая проект "грандиозной и особенным образом
устроенной" [85, сг, 32] ракеты, писал: "Водород и кислород в жидком
виде, прежде чем попасть в пушку (камеру сгорания. — Г.С.), пройдут
по особому кожуху вдоль ее поверхности, охладят ее, сами нагреются
и тогда уже попадают в пушку и взрываются" [85, cf 34].
Таким образом, К.Э. Циолковский предложил идею внешнего регене
ративного проточного охлаждения ЖРД.
В дальнейшем К.Э. Циолковский, к сожалению, отказался от идеи ох-
охлаждения компонентами топлива, протекающими вдоль камеры сгора
ния. Еще в 1903 г. он в этой же работе впервые высказал идею емкостно-
емкостного охлаждения топливом, которую в дальнейшем начал считать более
целесообразной, чем идея проточного охлаждения. В работах [86—89]
он даже не упоминает о проточном охлаждении, считая необходимым
окружать камеру сгорания жидким кислородом, тем самым охлаждая
ее [87, с. 106; 88, с. 211; 89Г сс 122].
Современные исследования показывают, что использование кислорода
для внешнего регенеративного проточного охлаждения возможно [1341.
Однако емкостное охлаждение кислородом неприемлемо, в частности,
в связи с тем, что при высоких удельных тепловых потоках, типичных
для ЖРД, быстро наступает режим пленочного кипения кислорода, при
водящий к прогару стенки.
К.Э. Циолковский также предлагал, кроме водорода, использовать и
углеводородное горючее, предполагая при этом охлаждать камеру сгора
ния посредством размещения ее в баке с некриогенным топливом [90,
* До настоящего времени считалось, что эта идея содержится в рукописи от
11. Ill 1909 г., однако в работе [75] доказывается ошибочность такого мнения
10

2191. Идея использования емкостного охлаждения с помощью высоко-
кипящей жидкости нашла впоследствии широкое применение на началь-
начальном этапе практических работ поЖРД; использование же этого метода на
двигателе космической ракеты нецелесообразно из-за его малой эффек-
эффективности. *
При решении проблемы охлаждения К.Э. Циолковский большое значение
придавал использованию различных конструкционных материалов. Он
предлагал делать камеры из меди [85, а 33], из жаропрочных материа-
материалов, таких например, как платина, вольфрам и др. [87, с, tOO]. Кроме
того, он считал целесообразным наносить на внутреннюю поверхность
камеры огнеупорные материалы[85, с, 33]. Интересно, что ученый считал
допустимым разрушение огнеупорного покрытия камеры сгорания в
процессе работы двигателя. В связи с этим он писал: "...внутреннюю часть
трубы (камеры сгорания — Г.С.) будут выкладывать каким-нибудь осо-
особенным огнеупорным материалом, углеродом, известью (СаО) или чем-
нибудь иным. Хотя часть углерода при этом (при работе двигателя. —
Г.С.) и сгорит, но крепость металлической пушки (камеры сгорания —
ПС.), мало нагретой, пострадать от этого не может" [85, с 33].
В расматриваемый период времени работы пионеров ракетной техники
основывались на использовании количественных методов анализа в основ-
основном лишь при решении различных задач по астро- и ракетодинамике. Раз-
Разработка же проектов ракет и их систем велась, как правило, на основе
интуиции и здравого смысла исследователей. О методах проведения работ
в области решения проблемы охлаждения К.Э. Циолковский писал:
" ...не я решу этот вопрос ( об охлаждении ЖРД. — Г.С.), как и множест-
множество других, относящихся к нашим реактивным приборам.
Во многих случаях я принужден лишь гадать или предполагать ..."
[85, со 331.
Использование лишь качественных методов анализа закономерно при-
приводило в ряде случаев к появлению нецелесообразных предложений, ко-
которые, возможно, никогда бы и не были высказаны, если бы исследователи
имели возможность проводить расчеты.
Одно из таких предложений, содержавшее, правда, тесно "переплетен-
"переплетенные" рациональные и нерациональные аспекты, было описано К.Э. Циол-
Циолковским следующим образом: "...труба из красной меди может быть
окружена кожухом, в котором циркулирует какой-нибудь жидкий ме-
металл; он передает жар весьма нагретой части одного конца трубы дру-
другой ее части, охлажденной вследствие сильного разрежения паров (про-
(продуктов сгорания. — Г.С.), ...циркуляция... металлической жидкости в
кожухе, окружающем трубы, необходима... для поддержания труб при
одной и той же невысокой температуре, т.е. для сохранения крепости
трубы" [85, с 33].
В этом предложении есть рациональное зерно — использование жид-
кометаллического теплоносителя и выравнивание «полей температур по
поверхности двигателя, а также нерациональные элементы — охлажде-
охлаждение камеры путем передачи тепла с помощью теплоносителя от ее горя-
горячих мест к "холодным", "охлаждающимся" за счет расширения продук-
продуктов сгорания.
Оценивая работы К.Э. Циолковского в целом, можно без сомнения
утверждать, что его идеи предвосхитили основные методы охлаждения,
нашедшие широкое применение в ЖРД.
11

1.2.2. Работы Ф.А. Цандера по теплопередаче в ЖРД
Ф.А. Цандер не высказал новых предложений по методам охлаждение
ЖРД, взяв за основу для своих дальнейших работ наиболее целесообразные
идеи К.Э. Циолковского. Тем не менее среди работ пионеров ракетной
техники труды Ф.А. Цандера занимают особое место: он был единствен*
ным исследователем, попытавшимся в конце 20-х — начале 30-х гг. создать
методику расчета теплопередачи в ЖРД, некоторые особенности которой
целесообразно рассмотреть здесь более подробно*.
Первая задача, стоявшая перед ученым на этом пути, заключалась в
том, чтобы определить состав продуктов сгорания. В общем случае эта
задача в то время была неразрешимой из-за отсутствия, например, дан-
данных по константам равновесия. Поэтому Ф.А. Цандер вынужден был огра-
ограничиться приближенным решением и ввести допущение о том, что в ре-
результате сгорания топлива образуются только водяной пар, углекислый
газ и (если он входил в состав топлива) азот. Погрешности, возникавшие
из-за этого допущения, при расчете теплопередачи шли "в запас" расчета.
Далее необходимо было найденные в результате теплового расчета
коэффициенты X и Ср газа аппроксимировать в область температур, ха-
характерных для ЖРД. Однако в то время в теплотехнике существовали
аппроксимационные формулы, предназначенные для расчетов лишь в
диапазоне температур 0—1500°С. При отсутствии каких-либо иных пред-
предпосылок Ф.А. Цандер вынужден был воспользоваться этими формулами
для расчетов коэффициентов Л и Ср при температуре свыше 2500° С.
Такой подход давал заметную ошибку в расчетах. Так, например, величина
теплоемкости, рассчитанная нами для конкретного ЖРД по методике
Ф.А. Цандера, оказалась на 20%, а величина коэффициента теплопровод-
теплопроводности — на 25% меньше их точных значений.
Далее Ф.А. Цандеру необходимо было использовать какие-то зависи-
зависимости для определения коэффициентов теплоотдачи от продуктов сгора-
сгорания к стенке двигателя и от стенки к хладагенту. Для этих целей он вь*
нужден был применить одну из формул, известную в теплотехнике того
времени и предназначенную для расчетов процессов теплоотдачи в обыч-
обычных промышленных установках:
Nu = 0,02Re°< 786 Pr0'786 , A)
которую он записывал в виде
15,9XW /7UCP °<786\
4J B)
где U в м/с; a r_w в ккал/м2ч.
При ее использовании Ф.А. Цандер попытался уче^оть изменение свойств
продуктов сгорания по толщине пограничного слоя, но сделал это доволь-
довольно своеобразно: Ср и X г были взяты им при температуре в камере сго-
сгорания (в ядре потока), а Х\д/ — при температуре стенки, что приводило
к существенной погрешности в расчете.
Формула A) похожа на современные критериальные зависимости,
рекомендованные рядом авторов [12, 51] для ориентировочных расче-
расчетов коэффициентов теплоотдачи в ЖРД и имеющие следующий вид:
* Рассматриваемая методика приведена в [83, §4]. Работа [84] была написана, по
свидетельству М.К. Тихонравова, в 1926—1927 гг., причем большая часть ее была
написана в 1924 г. Впервые работа была опубликована только в 1937 г. Работа [83]
была написана в 1930—1931 гг. и опубликована в 1936 г.
12

для продуктов сгорания
N0 = 0,026 Re0'8 Рг°'4а, C)
где а-параметр, учитывающий влияние числа Маха и температурного
фактора;
для хладагента
Nu = 0,023Re°'8Pr0'4.
Формула A) давала погрешности в расчете за счет отличия по сравне-
сравнению с C) показателей степеней при числах Re и Рг, а также за счет
отсутствия в ней параметра о.
В то время, когда Ф.А. Цандер разрабатывал свою методику, еще не
были введены понятия температуры торможения и адиабатической тем-
температуры, и ученый при попытке рассчитать тепловой поток в сопле вы-
вынужден был принимать температурный напор равным Т/ — Т\д/, где Т,- _
термодинамическая температура газа в /- м сечении сопла. Такой подход
также был источником дополнительной погрешности.
Для одного конкретного двигателя по формулам A) и C) автором
был проведен сравнительный расчет распределения (по длине камеры)
плотности тепловых потоков, который показал, что значения, получен-
полученные по методике Цандера для критического сечения сопла, меньше зна-
значений, полученных по современной методике, почти в 4 раза.
Погрешности в вычислении удельного теплового потока, поступающего
в стенку двигателя, в сочетании с погрешностями расчета коэффициента
теплоотдачи от стенки к жидкости по формуле A) приводили к сущест-
существенной ошибке в вычислении величины скорости хладагента, необходи-
необходимой для поддержания температуры стенки в допустимых пределах. В
результате расчет становился источником серьезных заблуждений, и мно-
многие исследователи еще до проведения соответствующих экспериментов
понимали это. Так, например, В.П. Глушко в 1931 г. писал: "...путем
теоретических вычислений задача не может быть решена ни для одного
такого конкретного случая, при котором теплопередача от газа к внутрен-
внутренней стенке к. сг.* происходит при тех давлениях и температурах, кото-
которые имеют место в к.сг. Р (акетного) М (отора) " [17, с, 211 ].
Тем не менее сам факт появления методики Ф.А. Цандера имел для
того времени определенное позитивное значение: она давала возможность
установить общий характер распределения теплового потока по стенке
двигателя и лучше понять взаимосвязь параметров, влияющих на тепло-
теплообмен. Кроме того, эта методика положила начало длительному этапу
развития работ по расчету охлаждения ЖРД и была, по существу, первым
для летательных аппаратов "социальным заказом" науке на решение прин-
принципиально новой задачи по теплопередаче.
Кроме К.Э. Циолковского и Ф.А. Цандера, проблемой охлаждения
ЖРД занимался также и Ю.В. Кондратюк, который в 1929 г. в работе [401
предложил применять метод внешнего проточного регенеративного охлаж-
охлаждения и метод теплозащиты с помощью огнеупорных материалов [40,
с. 50]. Однако значимость предложений ученого была снижена в связи
с тем, что ему не принадлежит приоритет в их высказывании.
"Камера сгорания.
13

1.3. ИДЕИ ПО ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЕ ЖРД ЗАРУБЕЖНЫХ ПИОНЕРОВ
РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ
Спустя двадцать лет после появления работы К.Э. Циолковского "Ис-
"Исследование мировых пространств реактивными приборами" A903 г.)
в Германии вышла книга Г. Оберта "Ракета в космическое пространство",
в которой большое внимание было уделено рассмотрению проблем ЖРДг
в том числе проблемы их охлаждения. Некоторые идеи Г. Оберта были
аналогичны идеям К.Э. Циолковского. Так же как и К.Э. Циолковский,
он большое значение придавал использованию в ЖРД огнеупорных мате-
материалов [219, с. 65], предложил охлаждать камеру сгорания погружением
ее в бак с жидким кислородом [219, с. 59], а также с помощью проточного
регенеративного метода [219, с. 53—54].
Вместе с тем некоторые его идеи были отличны от идей нашего сооте-
соотечественника. Например, Оберт предложил метод внутреннего охлаждения
камеры (рис. 4), состоящий в том, что один из компонентов топлива
(кислород) после прохождения по рубашке внешнего охлаждения подается
в пристеночный слой продуктов сгорания, уменьшая тем самым величину
тепловых потоков в стенку камеры [219, с. 53—54].
Кроме того, ученый впервые указал на то обстоятельство, что при водо-
родно-кислородном топливе выгоднее расходовать ". . . больше всщорода,
Р и с. 4. Схема двигателя Г. Оберта
/ — бак кислорода; 2 — форсунки кислорода; 3 — щель для внутреннего охлажде-
охлаждения; 4 — рубашка для регенеративного охлаждения; 5 — камера сгорания; 6 — сопло,
7 — подача спирта
Р и с. 5. Отдельные части камеры двигателя Р. Г о дд ар да с комбинированным охлажде-
охлаждением
а — головка охлаждаемого водой двигателя с периферийными отверстиями для
подачи воды в камеру; б — отдельные части камеры, охлаждаемой комбинацией
внешнего и внутреннего охлаждения
14

чем нужно для соединения Н2О. При превращении в газ этот (избыточ-
(избыточный. — Г.С.) водород отнимает тепло и уменьшает температуру в камере
сгорания. Несмотря на это, истекающий (из сопла. — Г.С.) газ имеет более
легкий удельный вес и большую С (скорость.- Г.С)" [219, с. 27].
Австрийские исследователи И. Зенгер-Бредт и Р. Энгель отмечают, что
р Годдард практически до середины 30-х гг. ничего не писал об охлажде-
охлаждении -ракетных двигателей [243, с. 245] . Однако это не так. В начале 20-х
годов он уже начал свои практические работы по ЖРД и в ряде отчетов
попечителям из Кларкского университета изложил некоторые идеи по
проблеме охлаждения. Так, например, 1.VIII 1923 г. Р. Годдард писал о
том, что еще в декабре 1922 г. он предполагал обеспечить защиту стенок
камеры путем впрыскивания воды через небольшие отверстия, расположен-
расположенные по периферии головки, так чтобы вода или пар, проходя вдоль внут-
внутренней поверхности стенки, защищали ее от прогара [169, с. 499].
Кроме того, в 1923 г. ученый создал двигатель (рис. 5) с комбиниро-
комбинированным охлаждением: жидкий кислород проходил по охлаждающему
тракту, а затем подавался в камеру в пристеночный слой продуктов сгора-
сгорания. Горючее — эфир — подавалось через единичную форсунку по оси
камеры [169, с. 506—507]. Это был первый в мире двигатель, охлаждав-
охлаждавшийся .одновременно с помощью внешнего (проточного) регенеративного
охлаждения и внутреннего охлаждения. Однако этот ЖРД огневым испыта-
испытаниям не подвергался, и в дальнейшем Годдард отказался от такого вида
охлаждения, по-видимому, считая его слишком сложным.
Таким образом, Годдард высказал идеи о проточном регенеративном
охлаждении и о внутреннем охлаждении с помощью дополнительного
хладагента или с помощью одного из компонентов топлива. Кроме того,
в 20-х гг. Годдард использовал в своих ЖРД огнеупорные материалы [167,
с. 479], а также предложил снижать температуру сгорания топлива за счет
избытка одного из компонентов [169, с. 505].
Следует отметить, что ученый скрывал свои работы от широкой научной
общественности, и поэтому они не оказали заметного влияния даже на ис-
исследования специалистов США.
Глава II
РАЗВИТИЕ МЕТОДОВ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ЖРД
В КОНЦЕ 20-х -СЕРЕДИНЕ 40-х гг. XX в
2.1. ОСОБЕННОСТИ РЕШЕНИЯ ПРОБЛЕМЫ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ
НА НАЧАЛЬНОМ ЭТАПЕ РАБОТ ПО ЖРД
(конец 20-х — первая треть 30-х гг.)
2.1.1. Проблемы создания первых ЖРД
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).
Однако независимо от того, когда начал свои работы тот или иной
исследователь, они имели ярко выраженный начальный этап, который
отличался целым рядом особенностей.
15

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 необ-
необходимо ". . .продемонстрировать:
во-первых, что могут быть найдены две жидкости, которые при смеше-
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 любой
уровень давления*;
в-третьих, что может быть получено удовлетворительное горение в
камере ракеты" [167, с. 477].
Другими словами, нужно было прежде всего практически убедиться в
возможности получения тяги при сжигании в камере двух жидкостей.
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 газо-
газодинамической лаборатории, проводил изучение горения различных жидко-
жидкостей сначала в стальных тонкостенных стаканах [13, с. 218], а затем в ходе
большого количества огневых испытаний на специальном эксперименталь-
экспериментальном двигателе ОРМ [13, с. 219-227].
Ознакомительные работы на простейших экспериментальных установ-
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 двигатель ОР-1**, работавший
на бензине и воздухе.
Решение одних задач логично приводило к необходимости решения дру-
других. Убедившись в принципиальной возможности создания ЖРД, исследо-
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.).
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 рекоменда-
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, цилиндри-
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.
Сложность одновременного решения всех проблем создания ЖРД стала
основной причиной стремления исследователей к проведению, насколько
* 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.
16

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 довод-
доводки методы охлаждения, позволявшие обеспечить лишь кратковременную
непрерывную работу двигателей.
2.1.2. Методы теплозащиты
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 предель-
предельной для данного материала величины.
Применение этого метода как нельзя лучше соответствовало стремле-
стремлению исследователей к простоте конструкции своих ЖРД, и поэтому в нача-
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 ЖРД* 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].
Этот метод применялся также на некоторых экспериментальных двига-
двигателях Годдарда; для лучшего теплопоглощения на стальную стенку каме-
камеры сгорания и (или) сопла двигателей Глушко ОРМ-1, -9, -12 и др. наноси-
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, л. 16].
Второй метод, нашедший широкое распространение в 30-е годы, требо-
требовал использования материалов с низкой теплопроводностью и допусти-
допустимой температурой, большей температуры продуктов сгорания. В настоя-
настоящее время он называется теплоизоляцией и для его применения внутрен-
внутренняя поверхность металлической камеры сгорания и сопла облицовывается*
огнеупорными материалами, которые изолируют стенку двигателя от дей-
действия горячих продуктов сгорания и тем самым предохраняют ее от разру-
разрушения.
В начале практических работ пионеры ракетной техники с применением
этого метода связывали особые надежды в решении проблемы охлажде-
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 (отсут-
(отсутствие или упрощение сложной системы охлаждения) " [16, с. 164].
* ЖРД "тепловая губка" был создан позже рассматриваемого здесь этапа. Однако
его целесообразно рассмотреть в настоящем разделе, посвященном анализу начальных
работ паЖРД, в связи с тем, что начальный этап в АРО закончился позже, чем у других
специалистов, особенности работ которых и определили принятую здесь периодиза-
периодизацию; Такой прием будет использоваться и в|ДЭЛь
2-Зак. 1830 17

Р и с 6. Схема камеры двигателя Шеста "Тепловая г\б-
ка"
/ — жидкий кислород; 2 — бензин; 3 — блоки из
сплава алюминия; 4 — камера сгорания; 5 — сопло
из нихрома
Его разделяли практически все иссле-
исследователи, в разных странах были проведе-
проведены широкие работы по проверке возмож-
возможности применения в ЖРД огнеупорных ма-
материалов, существовавших в промышленности
того времени. Огнеупорную облицовку алун-,
дом (окись алюминия — корунд) имел дви-
двигатель первой ракеты Р. Годдарда [123, с. 48;
271, с. 588], запущенной 17.111 1926 г. В Гер.
мании Г. Оберт проводил исследования воз-
возможности применения в ЖРД угля и графита
[16, с. 164]. В Австрии Е. Зенгер изучал воз-
возможности электродного графита, окиси тория,
вольфрама и окиси магния [243, с. 230].
Широкое применение нашли огнеупорные
материалы на отечественных двигателях
02, 10, ОРМ-9идр.
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 изуче-
изучению 45 различных композиций, состоявших из 12 основных и 6 связующих
веществ. В результате он отобрал четыре композиции (МдО + обожжен-
обожженный тальк + растворимое натровое стекло; МдО + обожженный каолин +
+ растворимое натровое стекло; ZrO2 + растворимое натровое стекло;
ZrO2 + МдО + растворимое натровое стекло), обладавшие наилучшими
характеристиками, и указал на целесообразное процентное содержание
входящих в них веществ [16, с. 167].
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.
2.1.3. Методы охлаждения
В начале 30-х годов на двигателях широко применялся метод емкостно-
емкостного охлаждения жидкостью, при котором тепловой поток от стенки пере-
передавался путем естественной конвекции к жидкости, заполнявшей заруба-
шечное пространство вокруг камеры.
Метод в то время имел две модификации:
— емкостное охлаждение водой или другой жидкостью, не являвшейся
компонентом топлива;
— емкостное охлаждение топливом, т.е. регенеративный метод.
Охлаждение водой применялось на отечественных двигателях ОРМ-1
и ОРМ-2* [21, с. 189], на ЖРД для ракеты №1, изготовленной в АРО
Х.Ф. Пиэрсом и Г.Э. Пендреем [226, с. 144], на двигателях немецкой раке-
* ОРМ-2 имел частично также и проточное регенеративное охлаждение
18

Рис. 7. Схема охлаждения ЖРД ракеты АРО № 4
/ — бак с водой; 2 — камера сгорания; 3 — четыре сопла (два сопла не показаны) ;
4 — магистраль подачи окислителя; 5 — магистраль подачи горючего; 6 — форсуноч-
форсуночная головка
Р и с. 8. Схема емкостного охлаждения двигателя ракеты "Мирак"
/ — бак с кислородом; 2 — камера; 3 — отверстие для подачи кислорода; 4 — от-
отверстия для подачи бензина; 5 — бак с углекислотой; 6 — приемник углекислоты
Р и с. 9. Схема охлаждения двигателя ракеты АРО № 3
1 — камера сгорания; 2 — сопло; 3 — форсунка горючего; 4 — форсунка окислите-
окислителя; 5 — бак горючего; 6 — бак азота; 7 — бак окислителя
ты "Репульсор" [46, с. 109, 110, 112; 243, с. 224], на ЖРД для ракеты
АРО № 4 (рис. 7), изготовленной Дж. Шестом [226, с. 146]*; на отечест-
отечественном двигателе 03 применялось охлаждение глицерином [71, л. 10].
Немецкие специалисты, работавшие на "Ракетенфлюгплатце", попыта-
попытались применить емкостное охлаждение двигателя ракеты "Мирак-II" жид-
жидким кислородом (рис. 8).
Эта ракета по своей конструкции сильно напоминала известные поро-
ховые ракеты. Она имела направляющую, изготовленную из двух труб
(которые одновременно служили соответственно баком горючего и
При второй попытке запуска ракеты №4 с двигателя была снята рубашка водя-
н°го охлаждения
19

емкостью для сжатого газа, использовавшегося в системе подачи), и голов-
головку, заполненную жидким кислородом. Нижняя часть головки была сде-
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].
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 свидетель-
свидетельству Пендрея, в ходе работ с ракетой выяснилось, что ее "...нельзя было
ни заправить, ни запустить, так как жидкий кислород, соприкасаясь с боль-
большой массой нагретого металла наружного бака*, просто испарялся и выхо-
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 охлаж-
охлаждения жидкостью, его применение тем не менее сыграло в ряде случаев
большую роль в развитии ЖРД, созданных в начале 30-х годов (особенно
в Германии) **. Выше уже отмечалось, что практические работы были на-
начаты в этой стране Обертом, который создал первые двигатели "Шпальдю-
зе" и "Кегельдюзе*'.
Для теплозащиты этих ЖРД они изготавливались из "жаропрочного
материала" (чугуна, а на некоторых вариантах было предусмотрено исполь-
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").
Способ уменьшения массы двигателей вскоре был найден, он состоял
в применении совершенно новой (для немецких специалистов) системы
охлаждения. Вместо жаропрочных материалов стали использовать алюми-
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 действитель-
действительно счастливая. Новый двигатель, имевший такую систему охлаждения,
весил всего 250***, был легче "Кегельдюзе" более чем в 10 раз [243,
с. 224]. 14.V.1931 г. ракета с этим ЖРД (рис. 10), известная под назва-
названием "Двухручечный репульсор", взлетела на высоту около 60 м [46,
с. 112—113]. Это был первый удачный пуск ракеты специалистами
'Ракентенфлюгплатце".
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
* 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, прово-
проводившиеся на "Ракетенфлюгплатце".
***По другим данным, его масса составляла 85 г [46, с. 109]. Расхождение объясня-
объясняется, по-видимому, тем, что в работе [243] учитывалась также и масса охлаждающего
кожуха.
20

/i
/ I
/ I
I I
Рис. 10. Схема охлаждения ЖРД ракеты "Двухручечный репульсор"
/ — алюминиевая камера сгорания; 2 —бак с водой; 3— магистраль подачи жид-
жидкого кислорода; 4 — магистраль подачи спирта; 5 — сопло
Рис. 11. Схема охлаждения двигателя Була
/ — 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
и с. 12. Схема сопел двигателей В.П. Глушко с ребрами воздушного охлаждония
а - ОРМ-24; б - ОРМ-26; в - ОРМ-30

определялась не тем, что его применение позволило уменьшить массу дви-
гателей, а тем, что с его появлением изменился подход к решению пробле-
мы 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 охлажде-
охлаждения.
В начале 30-х гг. широко применялся еще один метод охлаждения, кото-
который можно классифицировать как бесперспективный, - охлаждение возду-
воздухом.
14.V 1933 г. специалистами АРО была запущена небольшая ракета, изве-
известная как АРО № 2. Ее двигатель был установлен в верхней части топлив-
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 возду-
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 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, предполага-
предполагалось, что при стендовых испытаниях охлаждение будет осуществляться
путем передачи тепла от ребер к воздуху, движущемуся за счет возмуще-
возмущений, вносимых струей выходящих продуктов сгорания.
Этот метод охлаждения не давал значительного эффекта и время работы
двигателей определялось в основном условиями теплопоглощения стенкой.
2.1.4. Методы, упрощавшие решение проблему теплозащиты ЖРД
Стремление применять простейшие методы охлаждения и желание одно-
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 комбина-
комбинацией: во-первых, в спиртокислородное топливо добавлялась инертная при-
примесь — вода; во-вторых, обеспечивалось горение при большом (не опти-
оптимальном) избытке одного из компонентов топлива.
Разумеется, эти способы снижали экономичность двигателей, но зато
ЖРД работали в течение заметного промежутка времени, что было немало-
немаловажно, когда в ряде стран широкие круги общественности относились к
идее реактивных двигателей с недоверием.
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 непрерыв-
непрерывную работу своего "Кегельдюзе" в течение 90 с [46, с. 104]; широко
варьировал соотношения компонентов топлива в ходе своих эксперимен-
экспериментов Р. Годдард и т.д.
22

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, создан-
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 зре-
зрения проблемы охлаждения состояли в следующем: 1) при его использо-
использовании, как правило, наблюдалось неустойчивое горение в камере, приво-
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, применяв-
применявшие это топливо, перешли к использованию на своих ЖРД водного раство-
раствора спирта в сочетании с жидким кислородом. Такой переход был сделан
в 1933 г. в Германии ("Куммерсдорф") и в СССР (ГИРД-РНИИ) *, в
1935 г.-в США (АРО).
В.П. Глушко в значительно большей степени, чем другие исследова-
исследователи, уделял внимание изучению различных топлив. Прежде всего в резуль-
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 использо-
использовании керосина**.
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 теплоза-
теплозащиты, ни проблему неустойчивого горения.
Таким образом, тенденция перехода к более целесообразному (в пони-
понимании специалистов того времени) топливу была присуща тогда почти
всем исследователям.
На рассматриваемом этапе в ряде случаев делались попытки примене-
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].
Двигатель (рис. 13) работал на бензине и четы ре хо к и си азота, имел
вытеснительную систему подачи топлива. Его камера сгорания имела
цилиндрическую форму и внутри была облицована огнеупорным материа-
материалом. Сопло и сужающаяся часть камеры охлаждались окислителем через
* 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 ГИРДаи 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 — высоко кипящее, что делало его более удобным в эксплуа-
эксплуатации, чем, например, спиртокислородное.
23

/
Рис. 13. Схема охлаждения двигателя, созданного Крокко в Италии
7 — камера сгорания; 2 — сопло; 3 — огнеупорное теплозащитное покрытие каме-
камеры; 4 — оребренный охлаждающий тракт камеры; 5 — оребренный охлаждающий
тракт сопла; 6 — форсуночная головка; 7 — ход окислителя; 8 — ход горючего
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 в течение 10 мин* [44, с. 50].
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 приме-
применялось охлаждение с помощью этого метода. Однако все эти двигатели,
кроме ЖР7Г Крокко, не подвергались огневым испытаниям, по-видимому,
из-за сложности их конструкции, и этот метод в начале 30-х гг. сколько-ни-
сколько-нибудь заметного распространения не получил.
2.2. ОСОБЕННОСТИ ПЕРЕХОДА К ДИНАМИЧЕСКИМ МЕТОДАМ**
ОХЛАЖДЕНИЯ ЖРД
A933 г. - конец 30-х гг.)
Говоря о развитии работ по охлаждению ЖРД, можно с полным основа-
основанием утверждать, что в большинстве стран 1933 г. стал переломным в
решении этой проблемы. Именно в этом году начались широкие работы
по применению динамических методов охлаждения в СССР, Германии,
США (АРО). Один лишь Годдард, начавший свои работы по ЖРД раньше
других исследователей, раньше приступил и к применению методов, осно-
основанных на съеме тепла протекающей жидкостью. Предпосылки для перехо-
перехода к этим методам состояли в том, что исследователи различных стран,
решив стоявшие перед ними начальные задачи, стали предъявлять новые,
повышенные требования к ЖРД, стремясь увеличить их экономичность,
уменьшить массу, обеспечить более длительное время их непрерывной
работы. Разумеется, всегда было желательно обеспечить стационарное
охлаждение двигателей, при котором количество тепла, поступающего в
стенку от продуктов сгорания, равно количеству тепла, отводимого от
нее при заданной температуре, т.е. без ее перегрева. Решение новых задач
было невозможно с помощью старых методов.
* К сожалению, подробности эксперимента в настоящее время неизвестны и прове-
проверить правильность этой цифры не представляется возможным.
¦* Динамические методы охлаждения — методы, основанные на съеме тепла движу-
движущимся хладагентом (внешнее проточное охлаждение и внутреннее охлаждение).
24

рис. 14. Ориентировочные границы
применимости внешнего регенеративного
охлаждения (без внутреннего охлажде-
охлаждения) стальных цилиндрических камер
ЖРД, типичных для 30-х годов (гладкий
охлаждающий тракт; топливо: азотная
кислота + керосин; а = 1, хладагент —
азотная кислота)
/ — область, в которой невозможно
обеспечить общий теплосъем с поверхно-
поверхности камеры и сопла: // — область, в кото-
которой невозможно обеспечить общий тепло-
теплосъем и избежать местного перегрева;
///- область, в которой невозможно
избежать местного перегрева; IV — об-
область, в которой возможно охлаждение
внешним регенеративным методом
Переход к применению динамических методов охлаждения в каждой
стране (и даже у отдельных групп специалистов одной страны) имел свои
особенности, но прежде чем начать их анализ, отметим одну закономерность
теплопередачи в ЖРД.
Проследим, как будут меняться условия для внешнего регенеративного
охлаждения, например, цилиндрической камеры сгорания при изменении
ее диаметра. Отметим, что при заданной удельной расходонапряженности и
длине камеры сгорания расход компонентов топлива (а значит, и хладаген-
хладагента) пропорционален площади ее поперечного сечения, а суммарный тепло-
тепловой поток — площади ее боковой поверхности. При уменьшении диаметра
объем камеры сгорания будет уменьшаться пропорционально квадрату
диаметра, а площадь — пропорционально диаметру. Другими словами,
с уменьшением диаметра расход топлива уменьшается быстрее, чем сум-
суммарный тепловой поток*, поступающий в стенку, т.е. величина теплового
потока, приходящегося на 1 кг топлива (хладагента), увеличивается.
Но это увеличение не может продолжаться до бесконечности — для топлива
существуют допустимые температурные пределы, обусловленные его
кипением, разложением и т.д. Следовательно, при некоторых условиях
может оказаться, что расхода топлива не хватает для обеспечения общего
теплосъем а с поверхности двигателя.
Теперь обратимся к графику (рис. 14), на котором показана область
применимости внешнего регенеративного охлаждения для азотно-кислот-
ных стальных двигателей с гладким кольцевым охлаждающим трактом
(область IV). Ниже будет показано, что практически все двигатели 30-х гг.
по величинам давления в камере и силе тяги находились в области (I),
в которой расхода одного компонента топлива не хватало, чтобы при
отсутствии организованного внутреннего охлаждения обеспечить общий
теплосъем с поверхности двигателя на стационарном режиме передачи
тепла от газов к хладагенту.
Следует заметить, что при использовании в качестве хладагента водного
раствора спирта область применимости внешнего регенеративного охлаж-
охлаждения останется примерно такой же, как и для случая азотной кислоты.
Это объясняется в основном тем, что лучшие по сравнению с азотной кисло-
* При уменьшении диаметра величина плотности теплового потока, поступающего
в стенку камеры, несколько увеличивается, но сущность проводимых здесь рассуж-
рассуждений не меняется.
25

той теплофизические свойства спирта компенсируются его меньшим содер.
жанием в 1 кг топлива.
В областях II, III трудно было обеспечить теплосъем в районе крити-
критического сечения сопла*. Для двигателей, характерных для 30-х гг. ,это было
связано прежде всего с технологическими трудностями реализации малой
величины зазора кольцевого охлаждающего тракта. В расчетах, результаты
которых представлены на рассматриваемом графике, предполагалось,
что в то время невозможно было обеспечить зазор меньше 1 мм.
Таким образом, перед исследователями 30-х гг. на пути реализации
внешнего регенеративного охлаждения (с целью обеспечения стационарной
температуры внутренней стенки камеры) стояли серьезные трудности.
Еще более сложно было решить эту задачу с помощью одного лишь
внутреннего охлаждения: недостаточные знания сущности и особенностей
внутрикамерных процессов, отсутствие жаропрочных материалов, техноло-
технологические трудности применения транспирационного метода охлаждения
не оставляли, по существу, никаких надежд на успех.
Вместе с тем определяющая особенность перехода к динамическим
методам, присущая для всех специалистов того времени, как раз и состоя-
состояла в попытках охлаждения камер сгорания с помощью либо одного только
внутреннего, либо одного только внешнего охлаждения.
2.2.1. Переход к динамическим методам охлаждения в США
Опыт наглядно показывал Годдарду бесперспективность использования
неохлаждаемых камер ЖРД, и перед ним встал вопрос о том, как сохра-
сохранить материальную часть его двигателей. Выше уже отмечалось, что Р. Год-
дард не только знал о методах внутреннего и внешнего проточного регене-
регенеративного охлаждения, но даже попытался и практически реализовать их
сочетание. Казалось бы, что возросшие после решения начальных задач
потребности в увеличении длительности непрерывной работы ЖРД логич-
логично приведут его к продолжению исследований по этому весьма перспектив-
перспективному виду комбинированного охлаждения. Однако Р. Годдард понимал,
видимо, недостатки внешнего охлаждения бензином и (или) жидким
кислородом, и вместо того чтобы применить более удачное топливо решил
ограничиться использованием одного лишь внутреннего охлаждения.
На разработанном в 1928 г. небольшом двигателе** внутреннее охлажде-
охлаждение создавалось бензином, поступавшим в камеру через две форсунки
(расположенные около головки на цилиндрической части камеры на диа-
диаметрально противоположных ее сторонах) таким образом, что жидкая
пленка двигалась по окружности стенок камеры "тангенциально", предо-
предохраняя ее тем самым от прямого воздействия пламени. Окислитель пода-
подавался через единичную форсунку, установленную в центре головки [271,
с. 646].
Огневые испытания, начавшиеся в сентябре 1928 г., как правило, закан-
заканчивались разрушением двигателя через несколько секунд после его запус-
запуска, но в одном из опытов он проработал непрерывно 50 с — результат,
который Р. Годдарду не удалось превысить на своих ЖРД, созданных
в 30-е гг. К сожалению, подробности опыта до сих пор неизвестны, можно
лишь предположить, что он проводился при весьма большом избытке
горючего. По крайней мере в ходе следующего испытания при соотношении
*В области II, кроме того, невозможно было обеспечить также и общий теплосъем
одним компонентом топлива при неорганизованном внутреннем охлаждении.
** Его тяга при испытании 16. X 1928 г. составляла примерно 23 - 34 кгс B26 -
334 Н) [271, с. 650].
26

компонентов, близком к стехиометрическому, двигатель прогорел через
17 с работы [271, с. 650].
Испытания с этой камерой продолжались вплоть до июля 1929 г., и все
оНи оказались малоудовлетворительными с точки зрения ее охлаждения.
Пытаясь увеличить время непрерывной работы ЖРД, ученый создал
новый двигатель с камерой, имевшей необычную даже для того времени
квадратную форму поперечного сечения. Пленка внутреннего охлаждения
создавалась на этот раз с помощью четырех трубок, расположенных в
районе головки по периметру камеры параллельно ее стенкам, причем на
каждую стенку приходилась одна трубка. Все они имели внешний диаметр
примерно 6 мм, и на них было просверлено 272 отверстия на расстоянии
1,6 мм друг от друга, направлявшие поток бензина под углом 16° к стен-
стенке. Создаваемая таким образом на стенках пленка жидкости, по замыслу
конструктора, должна была быть равномерной по периметру камеры и
вследствие этого лучше предохранять ее стенки, чем на предыдущем ЖРД*.
Еще одно нововведение состояло в том, что топливо вводилось в каме-
камеру в виде большого числа конусных струй, причем пара кислородных
струй соударялась с одной бензиновой под углом 45°. Форсунки, высту-
выступавшие внутрь камеры, представляли собой пробки на концах квадратных
труб и имели по несколько отверстий. Вся система этих труб для удобст-
удобства размещалась в четырехугольной стальной пирамиде, прикрепленной
своим основанием к головке. Поверхности трубок и пирамиды с целью
теплозащиты были покрыты огнеупорным материалом. Так как стенки
пирамиды могли разрушаться под действием внутрикамерного давления,
в них были предусмотрены два отверстия для выравнивания давления с
внешней и внутренней сторон стенок.
Камера имела длину 266 мм, длина стороны квадратного критического
сечения составляла 27 мм, длина закритической части сопла — 350 мм,
срез сопла также имел форму квадрата размером 90 х 90 мм. Камера была
усилена от вспучивания двумя бандажами, ее полная масса составляла
2,26 кг [168, с. 2-3].
Следует отметить, что одна из задач, стоявшая перед Р. Годдардом в
то время, заключалась в необходимости обеспечивать своевременное зажи-
зажигание топливной смеси. Если зажигание запаздывало, в камере накаплива-
накапливались компоненты топлива, взрывавшиеся тотчас после их воспламенения.
Именно такая картина наблюдалась при первом огневом испытании указан-
указанного двигателя, состоявшемся 3. XII 1929 г. Однако, как выяснилось в
ходе последующих опытов, даже в случае успешного запуска, двигатель
неминуемо прогорал через несколько секунд работы. Так, например,
6. XII двигатель быстро прогорел в районе критического сечения сопла;
14. XII он проработал до прогара всего 6 с, развив при этом тягу порядка
6,5 кгс F4 Н) при давлении в камере 5—10 кгс/см2 @,51—1,02 МПа)
и удельном импульсе 69 с F80 м/с) [168, с. 3—4].
* Причины применения Р. Годдардом камеры с квадратным поперечным сечением
в полной мере не ясны. Однако некоторые предположения по этому вопросу можно
сделать. Действительно, одно из отличий этого двигателя от предыдущего заключалось
в способе создания внутренней завесы горючего. Чтобы такую же завесу создать на
стенках цилиндрической камеры, необходимо было изогнуть стальную трубку для
подачи бензина на внутреннее охлаждение в форме окружности, что, по-видимому,
было затруднительно, учитывая кустарные методы работы ученого. Чтобы не терять
время на преодоление этого затруднения, Годдард (параллельно с работой по его
преодолению) и решил проверить эффективность такой завесы на камере с квадрат-
квадратным поперечным сечением и четырьмя прямыми трубками. Следует подчеркнуть,
что, как это следует из работы [168], Годдард прекрасно понимал, что такая форма
очень невыгодна с точки зрения прочности.
27

Неэффективность охлаждения вызвала у Годдарда серьезную озабо-
озабоченность, и он принял совершенно правильное, на наш взгляд, решение;
проводить параллельные испытания камер, имеющих лишь одно какое-
либо отличие друг от друга, с тем чтобы путем сравнения определить влия-
влияние этого отличия на работу ЖРД.
4. II 1930 г. он провел огневые испытания двух цилиндрических камер,
отличавшихся лишь типом форсуночных головок ("плаг-тип"* и "дент-
тип"**) [168, с. 5—6]. Оба опыта закончились прогарами через 2—4 с/что,
разумеется, не удовлетворяло ученого.
Анализ результатов эксперимента привел Годдарда к выводу о том,
что камера с форсунками типа "плаг" более благоприятна с точки зрения
проблемы охлаждения и в этом смысле более перспективна [168, с. 5-6].
Он пытается воспользоваться этой информацией и с учетом ее аналогичным
методом получить новые сведения об особенностях охлаждения своих
двигателей. С этой целью он вновь создает две аналогичные по конструк-
конструкции камеры, отличающиеся друг от друга лишь конструкцией форсуночной
головки (с форсунками типа "плаг") и способом создания внутренней
завесы бензина.
В первом опыте, проведенном 4. Ill 1930 г., испытывалась камера с
пятью форсунками для каждого компонента, расположенными так, что
все струи топлива встречались в одной точке.
Она имела головку в форме конуса с углом раствора 60°, покрытую изнутри
корундом, сопло длиной 230 мм; длина ее цилиндрической части составляла 254 мм,
диаметр — 103 мм. Две стальные трубы внешним диаметром 22 мм, сплющенные на
концах так, что имели выходное отверстие, по форме близкое к прямоугольному,
с размерами сторон 17,5 X 4 мм, создавали на стенках камеры "тангенциальную"
пленку горючего. Эти трубы располагались на диаметрально противоположных сторо-
сторонах цилиндрической части камеры в районе ее стыка с головкой [168, с 6—7].
Сразу же после запуска камера взорвалась из-за неполадок в системе
подачи топлива.
Вторая камера, испытанная в тот же день, имела большее число форсу-
форсунок (точное их количество неизвестно), а пленка бензина создавалась
через отверстия, просверленные в одной трубе, располагавшейся у головки
по окружности камеры. Опыт закончился прогаром в нижней части каме-
камеры через 4 с работы ЖРД, развившего тягу порядка 80 кгс G85 Н)
[168, с. 7].
Несмотря на неудачный первый эксперимент, не давший, по существу,
никакой новой информации, Р. Годдард, обобщив все свои опыты с много-
многофорсуночными двигателями, пришел к выводу о том, что полученные
результаты хуже тех, которые имели место при испытаниях в 1929 г. каме-
камеры с одной форсункой окислителя, расположенной в центре ее головки,
и двумя форсунками бензина, создававшими тангенциальную завесу на
стенке.
Этот вывод был, по-видимому, основан на том, что в трехфорсуночной
камере на внутреннее охлаждение шел весь расход горючего, а в много-
многофорсуночной — лишь часть его. Р. Годдард пытается получить практическое
подтверждение правильности этого вывода. 13. Ill 1930 г. он провел испы-
* Форсунка "плаг-тип" представляла собой пробку на конце трубы. В этой пробке
было просверлено несколько отверстий, создававших сплошную конусную струю
жидкости. На каждую форсунку для подачи горючего приходилось две форсунки
окислителя. Их расположение было таким, что струи, создаваемые ими, пересекались
под углом 45°
**Форсунка "дент-тип" была изготовлена из трубки квадратного сечения, в которой
со стороны пространства камеры сгорания были сделаны вмятины, имевшие по три
отверстия [7, с. 169].
28

рис. 15. Части двигателя Годдарда с транс-
пирационным охлаждением
тание трехфорсуночной камеры, имев-
имевшей примерно те же размеры, что
и испытывавшаяся 4. III. Форсунка
кислорода была установлена в цент-
центре головки — 60°-ного конуса, бен-
бензин подавался, как раньше, через
две сплющенные на концах трубы,
создававшие "тангенциальную" пленку
внутреннего охлаждения [168, с. 8].
Эксперимент закончился взрывом
кислородного бака сразу же после за-
запуска двигателя.
В тот же день ученый повторил
первый опыт, состявшийся 4. III.
На этот раз двигатель проработал
4 с и прогорел в районе сопла [168,
с. 8]
5. IV он вновь провел испытания
обеих камер, в ходе которых много-
многофорсуночная камера прогорела через несколько секунд в районе сужаю-
сужающейся части сопла, а трехфорсуночная проработала 25 с, развив максималь-
максимальную тягу порядка 45 кгс D40 Н) [168, с. 10]. Правда, опыт закончился
прогаром сопла, но успех все-таки был налицо: двигатель проработал
заметный промежуток времени. Таким образом, Годдард получил нагляд-
наглядное подтверждение правильности своего вывода.
На всякий случай 21. IV он повторил опыт с трехфорсуночной камерой,
и опять двигатель работал удовлетворительно: тяга — 77 кгс G55 Н),
удельный импульс — 165 с A620 м/с), время работы до прогара — 10 с
[168, с. 10]. Конечно, 10 с не так много, но это все-таки больше, чем те
4 с, которые работали многофорсуночные двигатели, и, кроме того, столь
большая величина удельного импульса ни разу не наблюдалась ранее.
Сознавая важность решения проблемы охлаждения, понимая, что с
помощью применяемых методов ему не удается получить желаемую дли-
длительность работы своих ЖРД, ученый проводил поиск и других способов
защиты стенок двигателей от действия высоких температур. В конце кон-
концов он пришел к идее метода пористого, или, как его еще называют, тран-
спирационного охлаждения. В тот же день, 21 .IV 1930 г., он провел огневое
испытание двигателя (рис. 15), цилиндрическая часть камеры сгорания
которого была изготовлена из керамического пористого материала.
Камера сгорания имели длину 260 мм и толщину стенки 12 мм. Головка камеры
представляла собой усеченный конус, облицованный изнутри огнеупорным материа-
материалом (корундумом). Сужающаяся часть сопла, имевшая форму конуса с углом раст-
раствора 60°, и само сопло были также изготовлены из пористого материала. Толщина
стенки сопла составляла 9,5 мм, диаметр критического сечения — 25 мм, длина соп-
сопла — 268 мм, диаметр его среза — 62,5 мм.
Вокруг камеры и сопла был предусмотрен кожух из листового никеля. Кожух
представлял собой цилиндр диаметром 148 мм и длиной 260 мм с присоединенной
к нему нижней конической частью длиной 250 мм, сужающейся к срезу сопла от
148 до 100 мм. Стыки между пористыми частями камеры были заполнены корунду-
корундумом. Бензин вводился в камеру через единичную форсунку, расположенную на голов-
головке, в центре ее. При работе двигателя жидкий кислород с помощью четырех труб,
через специальный кольцевой коллектор, расположенный в месте стыка камеры и
29

головки, подавался в пространство между кожухом и стенкой камеры и за счет избь
точного давления продавливался через поры стенки. Испаряясь, кислород предохра'
нял стенки от прогара. Чтобы избежать большого расхода кислорода через стенки
сопла, в пределах которого давление продуктов сгорания существенно ниже, чем в
камере сгорания, была предусмотрена частичная облицовка сопла корундумом. Обли-
Облицовка располагалась в виде нескольких продольных полос по длине сопла.
Результаты испытаний разочаровали Р. Годдарда: двигатель, развив
тягу 21 кгс B06 Н) при удельном импульсе 45 с D40 м/с), проработал
всего 8 с и прогорел [168, с. 11—12].
После этого испытания он возвращается к работам по трехфорсуноч-
ному двигателю. Одна из проблем, стоявшая перед ним, состояла в том,
что при вытеснении топлива из баков под давлением собственных паров
окислителя (кислорода) не удавалось обеспечить необходимый уровень
давления в камере. Для ее решения он предусматривает вокруг камеры
внешний цилиндрический кожух с зазором 12,5 мм. В районе сопла кожух
сужался до радиуса порядка 88 мм на срезе. По зарубашечному пространст-
пространству от головки к срезу сопла протекал жидкий кислород, газ от испарения
которого использовался для наддува баков топлива. Разумеется, жидкий
кислород при этом несколько охлаждал камеру, но этот эффект был
незначительным, и ученый в своих рассуждениях им попросту пренебрегал.
Кроме того, в зарубашечном пространстве он предусмотрел специальные
перфорированные перегородки для "уменьшения скорости протекания
жидкого кислорода", что прямо противоречило требованиям охлаждения.
Испытание этого двигателя, состоявшееся 30.VI, окончилось аварией
из-за отказа воспламенителя [168, с. 13]. При повторном опыте 29.Х
ЖРД проработал 20 с, развил тягу 63,5 кгс F20 Н) при давлении в камере
14 кгс/см2 A,43 МПа), после чего взорвался бензиновый бак [168, с. 17].
Р. Годдард провел некоторую модернизацию своего двигателя — изме-
изменил конструкцию кожуха, который теперь был изготовлен из 16 медных
трубок внешним диаметром 6 мм (рис. 16). Трубки располагались вдоль
сопла и нижнего конуса камеры между двумя трубами-коллектора ми
диаметром 12,5 мм. Кислород подавался в нижний коллектор, проходил
по трубчатому кожуху и из верхнего коллектора направлялся в баки
горючего и окислителя*. Испытания, проведенные 11 и 24.XI, закончились
неудачей. 26.XI двигатель проработал 18 с и развил максимальную тягу
45,3 кгс D45 Н) при давлении в камере порядка 18 кгс/см2 A,84 МПа)
[168, с. 18].
Десяток-другой секунд непрерывной работы ЖРД не удовлетворяют
Р. Годдарда, и он пытается найти более эффективные пути решения проб-
проблемы охлаждения. Обратив внимание на то, что расход кислорода сущест-
существенно больше расхода бензина, он делает попытку обеспечить внутреннее
охлаждение кислородом. С этой целью он предусматривает подачу окисли-
окислителя через две форсунки, служившие ранее для подачи горючего и созда-
создания на стенке жидкой пленки, а бензина — через одну форсунку, с
помощью которой до этого подавался окислитель.
В ходе огневого испытания, состоявшегося 15.1 1931 г., двигатель,
развив тягу 15—20 кгс A47—196 Н), через 15 с работы прогорел** [168,
с. 22].
* Годдард, решая проблему наддува бензинового бака газообразным кислородом,
пытался принять меры к тому, чтобы бензин и кислород не соприкасались друг с
другом. Для этого в баке горючего бы предусмотрен специальный поршень, на кото-
который воздействовало давление кислорода. Под воздействием этого давления поршень
вытеснял из бака горючее. /
** Камера сгорания имела большие размеры по сравнению с предыдущими. Ее
диаметр составлял 212 мм [168, с. 22].
30

Рис 16. Один из двигателей Годдарда с трубчатым кожухом
Ученый понимает, что цилиндрическая форма камеры сгорания при
равном объеме со сферической имеет более значительную площадь тепло-
воспринимающей поверхности. Стремясь выиграть хотя бы несколько
дополнительных секунд непрерывной работы своих ЖРД,Р.Годдард решает
использовать возможности сферической формы камеры. Он разрабатывает
двигатель, камера сгорания которого состояла из двух никелевых полус-
полусфер диаметром 238 мм. Внутреннее охлаждение, как и на предыдущей
модели, осуществлялось жидким кислородом, подаваемым через две
форсунки, расположенные друг против друга на 7,8 мм выше "экватора"
сферы. Бензиновая форсунка располагалась наверху (относительно сопла)
сферы и была снабжена завихрителем, создававшим струю в виде конуса
с углом раствора 90° (предполагалось, что струя, поступая в камеру,
будет ударяться о ее стенку). Еще одно нововведение на этом двигателе
малопонятно. Для предохранения от перегрева верхней половины сферы
внутри камеры был предусмотрен "дефлектор", представлявший собой
стальной конус с диаметром основания 200 мм. Он крепился вершиной
к верхней полусфере, а его основание было на 26 мм выше стыка полус-
полусфер. Снаружи и внутри он был покрыт огнеупорным материалом и, как
предполагал Р. Годдард, должен был воспрепятствовать процессу горения
в верхней полусфере. Еще одно техническое решение, использованное на
этом ЖРД, было своего рода шагом назад от динамических к статическим
методам охлаждения: ученый вокруг камеры сгорания и сопла предусмот-
предусмотрел кожух, заполненный водой. Конечно, для уровня, на котором находи-
находились двигатели Р. Годдарда, это решение можно считать целесооб-
целесообразным.
С ЗО.Ш по 9.V 1931 г. двигатель несколько раз подвергался огневым
испытаниям, большинство из которых закончились прогарами*. Максималь-
Максимальное время его непрерывной работы составляло примерно 20—25 с, средняя
тяга достигала в некоторых опытах 90—95 кгс (880—930 Н), удельный
импульс колебался от опыта к опыту от 100 (980) до 138 с A350 м/с)
[168, с. 22—23]. Таким образом, несмотря на использование сферической
камеры, кожуха с водой, Р. Годдарду не удалось получить сколько-нибудь
заметного выигрыша в длительности работы этого ЖРД по сравнению,
*На двигателе, проходившем испытания 9 V 1931 г., была осуществлена также
облицовка критического сеченая сопла огнеупорным материалом.
31

например, с двигателем, испытывавшемся 29.X и 26.XI 1930 г. Кроме того
технологическая сложность изготовления (в тех кустарных условиях
в которых приходилось работать ученому) сферических камер привела
к тому, что он навсегда отказался от их применения.
Свои усилия Р. Годдард вновь сосредотачивает на отработке цилиндри.
ческой трехфорсуночной камеры, пытаясь при этом использовать все
известные ему возможности ее охлаждения.
Длина камеры сгорания составляла 250 мм, диаметр — 100 мм, длина сопла -
610 мм; сопло увеличивалось в диаметре от 25 до 125 мм, головка и докритическач
часть сопла имели конусную форму с углом раствора 90° .
Ни один из предыдущих двигателей не имел столь сложной системы
охлаждения, как этот. Камера сгорания по-прежнему охлаждалась внутрен-
внутренней пленкой кислорода, создаваемой с помощью двух форсунок; сопло
имело внутреннее охлаждение водой, вводившейся через щель шириной
8 мм, расположенную на 6 мм выше критического сечения сопла; вокруг
сопла располагался кожух, наполненный водой, используемой также и для
указанного внутреннего охлаждения; внутренние поверхности головки
и докритической части сопла были облицованы огнеупорным материалом.
Кроме того, для уменьшения температуры сгорания топлива испытания
проводились при большом избытке окислителя. Однако все эти меры не
дали желаемого результата: время работы двигателя A9.V) составило
17,5 с при давлении в камере 14 кгс/см2 A,43 МП а) и среднем удельном
импульсе порядка 90 с (880 м/с) [168, с. 25].
Работы Р. Го дд ар да зашли в тупик. Все методы охлаждения, казавшие-
казавшиеся ему приемлемыми, были опробованы, причем, несмотря на то, что
каждый лишний фунт массы двигателя уменьшал и без того незначитель-
незначительную высоту полета его ракет, ученый для решения проблемы охлаждения
пошел на крайне нежелательное с этой точки зрения применение кожуха
с водой. Но непрерывное время работы ЖРД, словно заколдованное, не
увеличивалось.
Конечно, выбранные Р. Го дд ар дом компоненты топлива были неудовлет-
неудовлетворительными хладагентами, но в сложившейся ситуации их применение
для внешнего регенеративного охлаждения, отработка последнего могли
бы дать некоторый положительный эффект и время непрерывной работы
двигателей могло бы увеличиться, что позволило бы ученому обеспечить
более эффективный полет своей ракеты. Однако Р. Годдард эту возмож-
возможность не использует и, перечеркнув, по существу, все свои предшествую-
предшествующие работы по ЖРД с внутренним охлаждением окислителем, он вновь
начинает применять охлаждение горючим, сосредоточив свои усилия на
отработке двигателя, подобного тому, который испытывался в октябре-
ноябре 1930 г., но имевшего увеличенные размеры.
Камера сгорания имела цилиндрическую форму и была изготовлена из листово-
листового никеля. Ее диаметр составлял 140 мм, длина равнялась 275 мм. Верхний и ниж-
нижний конусы имели угол раствора 120°, причем верхний конус был покрыт огнеупор-
огнеупорным материалом. Длина сопла составляла 350 мм, диаметр критического сечения —
35 мм, диаметр среза — 87 мм. Одна кислородная форсунка размещалась на верх-
верхнем конусе, а две форсунки горючего создавали "тангенциальную" завесу. Вокруг
сопла был предусмотрен кожух из 26 медных трубок диаметром около 5 мм.
Отказ от применения в качестве хладагента жидкого кислорода был
закономерен — избыток окислителя в пристеночном слое продуктов сго-
сгорания способствовал прогару стенки. Но вряд ли можно признать целе-
целесообразным отказ от применения водяного охлаждения, которое могло
позволить получить выигрыш в несколько дополнительных секунд рабо-
работы двигателя, так необходимых Р. Годдарду. В этом решении ученого,
32

L
Рис. 17. Один из двигателей Годдарда с инвертированным конусом
по-видимому, определяющую роль сыграло стремление улучшить весо-
весовые характеристики его ракет.
При испытаниях, состоявшихся 23 и 28.V 1931 г., д-.игатель работал
примерно 20 с, развил тягу порядка 70 кгс F86 Н) при давлении в ка-
камере, равном 10-12 кгс/см2 A,02-1,22 МПа). Его удельный импульс
был очень низким и составлял примерно 100 с (980 м/с) [168, с. 26].
В ходе последнего опыта огнеупорное покрытие головки-конуса раз-
разрушилось, а также прогорела камера в районе одной из форсунок горю-
горючего. С целью избежать перегрева верхнего конуса ученый несколько из-
изменил систему охлаждения. В месте стыка цилиндрической части камеры
с головкой он расположил никелевое кольцо, выступавшее на 4,7 мм внутрь
и на 6,3 мм наружу камеры. К нему внутри камеры крепился конус (рис. 17)
с углом раствора 45°, вершина которого была направлена к соплу.
На поверхности конуса, облицованного огнеупорными материалами, были
предусмотрены четыре отверстия для выравнивания давления с обеих
сторон его стенки. Этот ("инвертированный") конус предназначался для
теплозащиты головки, причем Р. Годдард, по-видимому, считал допусти-
допустимым его (т.е. конуса) разрушение в процессе работы двигателя. Кроме
того, изменения коснулись также места установки и конструкции фор-
форсунки окислителя, которая на этот раз располагалась на цилиндрической
части камеры, на 60 мм ниже места ее стыка с головкой. Через специаль-
специальное отверстие в форсунке проходил стержень диаметром 3,7 мм, на конце
которого крепился стальной диск, отстоявший от форсунки на расстоянии
10 мм. Этот диск должен был отражать кислород вверх и наружу.
23.XI двигатель проработал в течение 24 с, развил тягу в 122 кгс A200 Н)
при удельном импульсе 153 с A500 м/с) [168, с. 33].
Следует отметить, что наддув бака горючего газообразным кислородом
имел один определяющий недостаток: нагретый кислородный газ прони-
проникал через зазор между поршнем и стенкой бака и перемешивался с пара-
3. Зак. 1830
33

ми бензина, что при определенных условиях приводило к возгоранию
получавшейся смеси и, как следствие этого, к взрыву. Такое явление на
двигателях Р. Годдарда часто имело место. Так, например, взрыв бензи-
нового бака произошел 13.Х при полете ракеты, через две недели вновь
та же картина: взрыв бака на 9-й секунде полета.
Р. Годдард решил исправить такое положение и, сосредоточившись
на доводке системы подачи топлива, на некоторое время прекратил свои
работы по совершенствованию методов охлаждения.
В ноябре он впервые начинает использовать для наддува баков ней-
нейтральный газ — азот. Разумеется, на ракете появился еще один бак - для
жидкого азота, который газифицировался все в том же трубчатом кожухе.
Однако, решив таким образом одну задачу, исследователь оказался перед
необходимостью решать другую. Дело в том, что в трубчатый кожух азот
(как и ранее кислород) подавался под действием давления собственных
паров и расход его оказывался недостаточным для того, чтобы поддержи-
поддерживать нужный уровень давления в камере за все время работы двигателя.
Р. Годдард предпринимает попытку кардинального решения этой задачи.
С этой целью он с помощью "пульсирующего" насоса начал подавать в про-
пространство, образованное верхним конусом камеры и "инвертированным"
конусом, не имевшем отверстий, "пульсирующими волнами" с малым
интервалом жидкий азот*, который там испарялся и направлялся далее
в бак с жидким азотом, что позволяло обеспечивать подачу азота "с по-
повышенной скоростью" в трубчатый кожух. Регулировка поступления азо-
азота в "конусное пространство" осуществлялась с помощью специального
"пневматического регулирующего клапана". Частота интервалов поступ-
поступления азота в "конусное пространство" регулировалась с помощью часо-
часового механизма.
При испытании, состоявшемся 23.XII, двигатель развил максимальную
тягу 95 кгс (930 Н), работал в течение 31 с и имел удельный импульс
93 с (910 м/с) [168, с. 41].
Следующий опыт был проведен 14.1 1932 г. с камерой, испытывавшей-
ся 23.XI. При этом была сделана попытка вновь подавать азот под дейст-
действием силы тяжести в трубчатый кожух. Но это и последующее испытание
23.1 окончились неудачей. 26.1 ученый проводит опыт по подаче азота с
помощью легкого насоса — двигатель за 19 с работы развил максималь-
максимальную тягу порядка 100 кгс (980 Н) при удельном импульсе 112 с A100 м/с)
[168, с. 35].
После еще нескольких испытаний, состоявшихся в феврале — мае 1932 г.,
в ходе которых ЖРД работал примерно 20—30 с, развивая максимальную
тягу 80-85 кгс G85-830 Н) при удельном импульсе 100-137 с (980-
1340 м/с), в работах Р. Годдарда по ЖРД наступил перерыв. Разразив-
Разразившийся экономический кризис стал непреодолимой преградой на пути
получения соответствующих ассигнований от его меценатов.
Практические работы возобновились лишь в начале 1935 г., когда уче-
ученый проводит серию запусков ракет. Двигатель при этом не претерпел
существенных изменений, если не считать того, что испарительная систе-
система подачи топлива азотом была заменена обычным баллоном с сжатым
газом. Ракеты в ряде случаев поднимались на высоту 1,5—2 км, что для
Р. Годдарда было большим достижением.
Конечно, он понимал, что высоту полета желательно увеличить, но на
этом пути стояли серьезные трудности. Применяемая система охлажде-
* Другими словами, азот подавался в пространство между верхним конусом ка-
камеры и инвертированным конусом отдельными дозами через небольшие интервалы
времени.
34

иЯ не позволяла увеличить время непрерывной работы двигателя, со-
Нтавлявшее р лучшем случае 20—30 с, да и то на стенде". Проблема ох-
охлаждения не давала также возможности повысить и удельный импульс
а счет увеличения полноты сгорания топлива. Давая себе полный отчет
этом, Р. Годдард перешел к другим методам. Он проектирует новую
ракету с более мощным двигателем, имеющую более значительную ве-
величину отношения тяги к стартовой массе. Если на предыдущей ракете
эта величина равнялась примерно двум, то на новой ракете она была уве-
увеличена до 3,6 кгс/кг. Увеличение этого отношения при прочих равных
условиях приводило к возрастанию величины ускорения полета ракеты
и, как следствие этого, к увеличению высоты ее подъема.
' Приступая к разработке двигателя этой ракеты, Р. Годдард, по-види-
по-видимому, надеялся, что, увеличивая размеры предыдущего ЖРД и сохраняя
ту же систему охлаждения, он обеспечит все те же 20—30 с непрерывной
работы. Однако этим надеждам не суждено было сбыться.
Новый двигатель имел цилиндрическую камеру сгорания диаметром 250 мм, дли-
длиной 375 мм, изготовленную из листового никеля толщиной 1,5 мм.
Нижний конус имел угол раствора 60° и переходил в сопло длиной 600 мм, из-
изготовленное также из листа никеля толщиной 0,95 мм. Диаметр критического сече-
сечения составлял 60 мм, диаметр среза — 137 мм. Между верхним 45°-ным конусом
и цилиндрической частью камеры располагалось плоское кольцо, выступавшее внутрь
камеры на 30 мм. К кольцу крепился все тот же "инвертированный" конус с углом
раствора 45°. И кольцо и конус имели облицовку из огнеупорного материала. На
вершине инвертированного конуса на специальном стержне крепилась форсунка окис-
окислителя, а также ее дефлектор диаметром 19 мм. Бензин входил через два диамет-
диаметрально противоположенных тангенциальных отверстия, расположенных на 20 мм
ниже стыка кольца и камеры, и создавал на стенке жидкостную пленку.
Таким образом, этот ЖРД был в основном подобен предыдущему и отличался
от него лишь несколько большими размерами и конструкцией форсунки окисли-
окислителя.
Первое же огневое испытание (К-1), состоявшееся 22.XI 1935 г., при-
принесло Р. Годдарду неожиданность: несмотря на очень низкую полноту
сгорания топлива (удельный импульс составил 105 с A030 м/с), дви-
двигатель проработал до перегрева всего 15 с [168, с. 27]).
С целью повышения эффективности охл-аждения ученый увеличил чи-
число форсунок горючего, создававших внутреннее охлаждение, с двух до
четырех, расположив их на равном расстоянии друг от друга по окруж-
окружности камеры у ее головки. Однако ряд испытаний (К-2—К-5) приносит
малоутешительные результаты: время непрерывной работы ЖРД оказы-
оказывается 12-14 с при тяге в пределах 215-360 кгс B100-3530 Н), давле-
давлении в камере 7—12 кгс/см2 @,72—1,22 МПа) и удельном импульсе 100—
152 с (980-1490 м/с) [ 168, с. 73-76].
В опыте К-6, проведенном 14.1 1936 г., подача бензина на внутреннее
охлаждение была увеличена на 20%. Кроме того, вокруг сопла был пре-
предусмотрен кожух, наполненный водой, причем нижний и верхний его
края были соединены стальной трубой диаметром 50 мм для того, чтобы
"облегчить конвекцию", — решение вряд ли оправданное. Но и эти меры
не дали желаемого эффекта, и время работы ЖРД составило всего 10 с
[168, с. 76].
Последующие опыты серии "К" проводились при пониженном расхо-
расходе кислорода, но время работы двигателя оставалось в пределах 3—10 с
[168, с. 77-78] и ограничивалось в основном возникающей неустойчи-
неустойчивостью горения или (и) неэффективностью применяемого метода охлаж-
охлаждения.
*При полете ракеты двигатель выходил из строя через 10—15 с, редко работая
по 20 с.
35

В ходе предполетных и летных испытаний (серия L) картина не изме.
нилась: камера прогорала через несколько секунд работы. Правда, в опы-
опыте L-1 двигатель проработал 19 с, в опыте L-4-28 с, но столь большая
длительность достигалась неоправданно дорогой ценой — существенны-
ми потерями в силе тяги. Так, например, при испытании L-4 тяга двига-
двигателя составила всего 248 кгс B440 Н) вместо максимально достигнутой
в одном из опытов величины, равной 360 кгс C530 Н), полученной так-
также при заметных потерях в удельном импульсе.
Таким образом, особенности охлаждения этого двигателя были таковы,
что при сравнительно большой тяге он работал максимум 10 с (хотя в ряде
случаев из-за неустойчивого процесса горения прогары наступали и
раньше), а увеличение длительности его работы до 20—30 с оказывалось
возможным лишь при значительных потерях в величине его тяги. Но малая
тяга никоим образом не устраивала Р. Годдарда, так как в этом случае он,
по существу, не получал выигрыша в высоте подъема своей ракеты по срав-
сравнению с предыдущей ракетой меньшего размера. Получался своего рода
порочный круг: можно было обеспечить удовлетворительную величину
силы тяги, но тогда время работы двигателя становилось незначительным;
при большой же длительности работы величина тяги оказывалась слишком
малой. И в том и в другом случае не удавалось получить выигрыш в высоте
полета ракеты.
Сейчас трудно установить, в какой мере Р. Годдард понимал сложив-
сложившуюся ситуацию. Ясно одно: он сделал вывод, что большие камеры силь-
сильнее подвержены прогарам и после двух запусков своей ракеты, поднявшей-
поднявшейся при этом в обоих случаях всего на 60 м, он прекратил свои работы по
совершенствованию ее ЖРД.
Итак, работы Р. Годдарда снова зашли в тупик. Система охлаждения дви-
двигателей была столь несовершенной, что не позволяла ни увеличить длитель-
длительность их работы, ни повысить их экономичность, ни увеличить их тягу.
Причину уменьшения времени работы двигателей при увеличении их
размеров ученый видел в увеличении при этом площади тепловосприни-
мающей поверхности, относительно слабо защищенной внутренней завесой.
В поисках выхода из этого положения он пришел к идее так называемого
дискретного охлаждения.
Он писал: 'Так как скорость бензинового потока весьма значительно
уменьшается после прохождения очень короткого тангенциального рас-
расстояния, прогара можно избежать путем использования большого числа
бензиновых форсунок, расположенных вдоль по длине и по окружности
камеры сгорания на некотором расстоянии друг от друга, что позволит
обеспечить большую величину тангенциальной скорости во всех точках
поверхности. Даже большие камеры могут быть предохранены таким
образом" [168, с. 94-95].
Однако практическое применение такого вида внутреннего охлажде-
охлаждения, по-видимому, показалось ему сложным, и он уже в который раз
возвращается назад, к тому, что уже было ранее сделано: к работе по
двигателю меньшего размера (диаметр камеры 144 мм), испытывавшегося
впервые 23.XI 1931 г.
Вместе с тем ученый не хотел отказываться от ракеты в целом. Он при-
принял решение попытаться заменить на ней один большой двигатель связкой
из четырех небольших двигателей с диаметром камеры 144 мм. Полет
ракеты с такой двигательной установкой состоялся 7.XI 1936 г. [168,
с. 95], однако, разумеется, он в полной мере не удался из-за прогара одной
из камер.
36

Автор работы [7] отмечает, что "опыт с четырехкамерной связкой был
поставлен, можно подумать, от отчаяния" [7, с. 199]. С этим утверждени-
утверждением вполне можно согласиться — низкая надежность каждой из камер не
оставляла, по существу, никаких надежд на успех, и поэтому не случайно
этот запуск стал заключительным аккордом в работе Р. Годдарда над
большой ракетой.
Прежде чем приступить к совершенствованию маленького ЖРД, ученый
решил опробовать ряд других компонентов топлива. Это были первые
опыты Р. Годдарда по выбору топлива, которые, в частности, показали,
что видимый ученым ассортимент компонентов, потенциально пригод-
пригодных для использования в ЖРД, был крайне ограничен. Он проверил
только авиационный бензин и керосин, придя при этом к выводу, что они
не дают каких-либо преимуществ по сравнению с обыкновенным бензином,
на котором работали все его двигатели рассматриваемого периода.
Ученый начал свою новую серию работ по доводке этого ЖРД, работав-
работавшего на прежнем топливе, с попытки увеличить расход окислителя. Од-
Однако это ухудшило условия охлаждения камеры, и опыт L = 9, проведен-
проведенный 28. XI 1936 г., закончился ее прогаром через 6 с работы [168, с. 98].
Последующие несколько испытаний (в том числе и летных) проводились
с двигателем, не имевшим существенных отличий от предыдущего — со-
совершенствовалось лишь огнеупорное покрытие "инвертированного"
конуса, несколько изменялось соотношение компонентов топлива и кон-
конструкция форсунок бензина и кислорода. Время работы ЖРД более или
менее стабилизировалось и составляло 20—30 с.
В октябре 1937 г. Р. Годдард, пытаясь повысить давление в камере,
вновь начинает использовать трубчатый кожух для испарения жидкого
азота. Этот кожух представлял собой систему тонких медных трубок,
навитых на поверхность камеры и сопла. Разумеется, что жидкий азот,
проходя по этим трубкам, несколько охлаждал стенки двигателя, хотя
интенсивность теплоотдачи при этом была мала. Для подачи азота из баков
в кожух использовался легкий насос. 12. XI (опыт L = 20) двигатель про-
проработал почти 40 с, развив среднюю тягу порядка 100 кгс (980 Н) при
давлении в камере 8,4 кгс/см2 @,86 МПа). Это испытание проводилось
при большом избытке горючего (соотношение расходов компонентов
топлива равнялось 1), удельный импульс был очень низким и составлял
всего 130 с A275 м/с [168, с. 126]).
Потерпев фиаско при попытке повысить полноту сгорания топлива при
данном давлении, при попытке повысить тягу ЖРД путем увеличения ее
размеров, Р. Годдард решил подойти к совершенствованию своего дви-
двигателя с другой стороны — за счет повышения давления в камере.
18. XII испытывался двигатель (опыт L-22) с давлением в камере,
равном примерно 12 кгс/см2 A,22 МПа). Он проработал 30,5 с при отно-
отношении расхода кислорода к расходу бензина, составляющем 0,665 (т.е.
при еще большем избытке горючего, чем в опыте L-20), развил среднюю
тягу в 115 кгс A130 Н) при удельном импульсе, находившемся в пре-
пределах 114-120 с A120-1180 м/с) [168, с. 129].
Другими словами, повышение давления в камере по сравнению с преды-
предыдущим двигателем примерно в 1,4 раза и тяги в 1,15 раза привело к
сокращению длительности работы ЖРД почти на 10 с.
Пытаясь повысить величину тяги, Р. Годдард решил увеличить немного
размеры камеры. Он создает двигатель, камера которого имела диаметр
175 мм и длину 910 мм. Внутренняя завеса бензина создавалась на этот
раз с помощью не двух, как ранее, а трех форсунок, расположенных по
37

окружности камеры на одинаковом расстоянии друг от друга. На цилиндру,
ческую часть камеры была спирально намотана алюминиевая трубка внеш-
внешним диаметром 1,7 мм, наполненная водой. Ее концы были опущены в бак
с водой, с тем чтобы, как предполагал Р. Годдард, усилить естественную
конвекцию. Эта трубка служила своего рода охлаждающей рубашкой
камеры, хотя эффективность такой конструкции была низкой, а попытка
получить выигрыш в естественной конвекции за счет соединения трубки
с баком с водой — попросту иллюзорной. Трубчатый кожух на этом ЖРД
не применялся и подача топлива производилась с помощью баллона с сжа-
сжатым азотом.
При испытании 23. XII (L-23) двигатель развил за 22,3 с среднюю тягу,
равную примерно 205 кгс B000 Н), при давлении в камере в пределах
10—12 кгс/см A,02-1,22 МПа). В этом опыте при отношении расхода
окислителя к расходу горючего, равном 0,65, удельный импульс составил
119 с A170 м/с) [168, с. 130].
В следующем опыте (L-24) с камерой диаметром 144 мм Р. Годдард
увеличил относительный расход кислорода (отношение расхода окисли-
окислителя к расходу горючего составило примерно 0,715). Двигатель прорабо-
проработал 30,5 с (по-видимому, за счет уменьшения размеров камеры), развив
максимальную тягу 200 кгс A960 Н) при давлении в камере 11,9 кгс/см2
A,21 МПа) и удельном импульсе 127 с A250 м/с) [168, с. 132].
Заканчивая рассмотрение работ Р. Годдарда, отметим, что в дальнейшем
ему не удалось добиться прогресса в решении проблемы охлаждения.
Новых идей в этой области у ученого не было, его двигатели по-прежнему
работали лишь кратковременно при сравнительно низком удельном им-
импульсе. Свои усилия он сосредоточил в основном на совершенствовании
системы подачи тбплива — на разработке турбонасосного агрегата, приво-
приводимого сначала газообразным кислородом, получаемым все в том же
трубчатом кожухе, затем с помощью продуктов сгорания, отбираемых из
камеры, и, наконец, с помощью газогенератора, работавшего на основных
компонентах топлива с большим избытком кислорода.
Как ни странно, по сравнению с Р. Годдардом не менее значительных
успехов в решении проблемы охлаждения добились специалисты Аме-
Американского ракетного общества.
Выше уже отмечалось, что в 1933 г. членом этого Общества Булом был
создан двигатель с камерой, имевшей охлаждение набегающим потоком
воздуха. Следует добавить, что критическое сечение сопла этого двига-
двигателя впервые в США имело внешнее проточное регенеративное охлаждение
бензином, протекавшим по специальной рубашке. Однако двигатель Була
не стал переломным моментом в развитии методов охлаждения ЖРД в
АРО — ни сам Бул, ни его коллеги по Обществу не заметили перспектив-
перспективности регенеративного охлаждения.
Вместе с тем попытки запусков ракет, предпринимаемые время от
времени специалистами АРО, наглядно показали необходимость тщатель-
тщательной отработки двигателя, из-за неудовлетворительного качества которого
все запуски оканчивались авариями. Это в конечном счете привело к
решению о прекращении испытаний ракет и о разработке надежного, не про-
прогорающего двигателя [226, с. 148].
В IV 1935 г. в АРО начались многочисленные огневые испытания, в ходе
которых делались попытки применения различных методов охлаждения:
емкостного — водой, теплоизоляции и теплопоглощения. При этом много
внимания уделялось выбору соответствующих материалов, способных
работать в условиях ЖРД — были испытаны углеродистые и нержавеющие
38

р и с. 18. Двигатель с внешним проточным охлажде-
нием Дж. Уальда
/ — зажигание; 2 — магистраль подачи кислорода;
2 — магистраль подачи спирта; 4 — камера сгорания;
5 — сопло; 6 — форсунки подачи топлива; 7 — охлаж-
охлаждающий тракт
стали, нихром, графит, металлы с поверх-
поверхностной закалкой и др.* В ре^льтате испы-
испытаний исследователи пришли к выводу о
необходимости замены бензина, использо-
использовавшегося в качестве горючего на всех дви-
двигателях Общества, на спирт. Кроме того,
эти опыты наглядно показали, что все при-
применявшиеся методы охлаждения неудовлет-
неудовлетворительны и необходимо найти "динами-
"динамические средства охлаждения" [226, с. 149].
Неизвестно, какими путями шел бы поиск
этих "средств", если бы в 1936 г. в октябрь-
октябрьском выпуске журнала Общества "Астро-
"Астронавтика" не появилась статья австрийского
исследователя Е. Зенгера** под названием
"Ракетный мотор", в которой он изложил
идею регенеративного проточного охлаждения
стенок камеры [251, с. 1 ].
Предложение Е. Зенгера было практически
реализовано Дж. Уальдом, создавшим первый в США ЖРД (рис. 18), имев-
имевший полностью (т. е. и камеры сгорания и сопла) регенеративное охлаж-
охлаждение спиртом. Этот двигатель впервые прошел огневое испытание 10. XII
1938 г. [251, с. 1], в ходе которого он проработал 13,5 с, развил тягу
около 41 кгс D00 Н) при удельном импульсе порядка 1830 м/с [226,
с. 151]. После испытания было установлено, что внутренняя стенка алю-
алюминиевой камеры в районе головки имела незначительные оплавления
[251, с. 1 ], хотя в целом двигатель остался целым.
К сожалению, нет сведений о максимально допустимом времени непре-
непрерывной работы этого двигателя — видимо, в то время соответствующие
опыты попросту не проводились, - но нет сомнений, что передача тепла
от продуктов сгорания к хладагенту не выходила на стационарный режим,
так как расхода спирта не хватало для обеспечения общего теплосъема
с поверхности камеры.
Таким образом, в США к концу 30-х гг. исследователи АРО начали
практически применять проточное регенеративное охлаждение, а Р. Год-
дард к этому времени уже широко использовал внутреннее охлаждение.
Комбинация этих методов на спиртокислородных ЖРД могла привести
к полному решению рассматриваемой проблемы, к стационарному охлаж-
охлаждению двигателей. Однако скрытность Р. Годдарда, державшего в секрете
свои работы, помешала этому и указанный метод комбинированного
охлаждения стал известен американским специалистам лишь в результате
их ознакомления с двигателем немецкой ракеты А-4.
* Все испытывавшиеся ЖРД имели тягу до 45 кгс, так как стенд был рассчитан только
на маленькие двигатели.
** Работы Е. Зенгера по ЖРД будут подробно рассмотрены в следующем разделе.
39

2.2.2. Работы по динамическим методам охлаждения ЖРД
в Германии и Австрии
Придя к идее емкостного охлаждения водой, немецкие специалисты,
работавшие на"Ракетенфлюгплатце", вскоре сделали следующий шаг в
развитии методов охлаждения. Они заменили охлаждение водой на охлаж-
охлаждение горючим, которое подавалось из баков в ту же рубашку, которая
использовалась при емкостном охлаждении*.
Такую систему охлаждения имел двигатель, предназначенный для
ракеты 10L, известной также под названием "четырехручечный репульсор"
или "магдебургский летательный аппарат".
Двигатель испытывался с марта 1933 г. Его камера длиной 700 мм имела
форму эллипсоида, диаметр критического сечения сопла равнялся примерно 50 мм,
диаметр среза — 84 мм. Он потреблял бензин и жидкий кислород, развивал тягу по-
порядка 250 кгс B450 Н) при давлении в камере 18 кгс/см2 A,84 МПа), время его
непрерывной работы составляло примерно 30 с, удельный импульс был низким и
составлял примерно 90 с (880 м/с). Для лучшего охлаждения топливо подавалось
в камеру с большим F2%) избытком окислителя. Бензин из баков поступал в ох-
охлаждающий тракт, зазор которого составлял 66 мм [243, с 226] Другими словами,
этот ЖРД имел как бы переходную систему охлаждения, имевшую черты как емкост-
емкостного (с помощью жидкости), так и внешнего проточного регенеративного
охлаждения. В своей книге В. Лей приводит аналогичную схему системы охлаждения
одного из спиртокислородных двигателей того времени (рис. 19) [46, с. 115].
С приходом в Германии в 1933 г. к власти фашистов работы на "Ра-
кетенфлюгплатце", как известно, были свернуты. Большое количество
специалистов перешли работать на экспериментальную станцию "Кум-
мерсдорф-Запад", относившуюся, как уже отмечалось, к военному мини-
министерству.
К. Ридель, являвшийся еще на "Ракетенфлюгплатце" инициатором
использования на двигателях спирта, попытался реализовать свои идеи в
Куммерсдорфе. Первый спроектированный там двигатель работал на
75%-ном водном растворе спирта и жидком кислороде.
Тяга этого ЖРД составляла 300 кгс B940 Н) при давлении в камере 10 кгс/см2
A,02 МПа) удельный импульс достигал 184 с A800 м/с). Двигатель имел вытесни-
тельную систему подачи топлива и охлаждался спиртом, протекавшим с большой
скоростью (т.е. зазор был уже уменьшен) по охлаждающему тракту [243, с. 228,
46, с. 156].
Этот ЖРД был полностью готов в 1933 г. и предназначался для ракеты
А-1, а в декабре 1934 г. в составе ракет "Макс" и "Морис" (или А-2) он
прошел летные испытания, в ходе которых они достигли высоты 2 км
[46, с. 156].
Подробности, связанные с разработкой этого двигателя, неизвестны,
что приводит к разногласиям, встречающимся в литературе, относитель-
относительно некоторых особенностей его конструкции. Например, в работах [76,
с. 38; 132, с. 71] указывается, что камера сгорания двигателей ракет
А-1 и А-2 размещалась в баке горючего, а отсюда некоторые исследо-
исследователи делают вывод, что охлаждение этих ЖРД осуществлялось с
помощью емкостного метода.
В дальнейшем тяга ЖРД ракеты А-1 была увеличена с 300 B940 Н)
до 1000 кгс (9800 Н), т.е. был создан, по существу, новый двигатель,
имевший лишь некоторое сходство с тем, который предназначался для
ракеты А-1 и использовался на ракете А-2.
* Другими словами, хладагент — горючее постоянно обновлялось в рубашке ох-
охлаждения, но скорость его протекания вдоль камеры не регулировалась и была
недостаточной.
40

р и с. 19. Схема камеры, имевшей "переходную"
систему охлаждения (приведена В Леем), стрелки
указывают направление движения горючего
К декабрю 1937 г. в Пенемюнде, куда были
перенесены работы Куммерсдорфской группы,
уже была готова ракета А-3. Ее двигатель
развивал тягу, равную 1500 кгс A4700 Н). Он
работал на^ 75%-ном водном растворе спирта и
жидком кислороде, давление в его камере со-
составляло 10 кгс/см2 A,02 МПа), удельный им-
импульс доходил до 184 с A800 м/с). Топливо в камеру подавалось под дав-
давлением азота, который газифицировался с помощью электрических по-
подогревателей. Относительно техники охлаждения этого ЖРД в настоящее
время известно лишь то, что он имел проточное охлаждение спиртом
[243, с. 228]. Этот двигатель прошел летные испытания в составе ракеты
А-3, которые состоялись осенью 1937 г. [46, с. 160].
Следующий двигатель, предназначавшийся для ракеты А-5, имел тягу
4500 кгс D4 кН) и с точки зрения проблемы охлаждения, по-видимому,
не имел существенных отличий от предыдущих ЖРД. Его первые летные
испытания в составе ракеты А-5 были проведены осенью 1938 г. [46,
с.161].
В Австрии практические работы по ЖРД начались лишь в 1933 г. и про-
проводились Е. Зенгером. Они стали известны у нас в стране сравнительно
недавно, благодаря историко-техническому исследованию, проведенному
И. Зенгер-Бредт и Р. Энгелем, результаты которого приведены в работе
[243].
Е. Зенгер развивал свои идеи в основном тем же путем, что и другие
исследователи. Задумавшись над методами тепловой защиты, он пришел к
идее емкостного охлаждения водой. Не имея возможности проверить эту
идею сразу на ракетном двигателе, ученый решил провести эксперимент
с помощью газовой горелки. В декабре 1938 г. он, нагревая ею боковую
стенку бака с водой, убедился, что этот метод малопригоден для условий
ЖРД — стенка быстро прогорала, так как паровая подушка, образовывав-
образовывавшаяся при кипении воды в месте нагрева, оттесняла от стенки воду,
нарушая тем самым ее (т.е. стенки) охлаждение [243, с. 230].
После этого опыта Е. Зенгер обратился к поиску материалов, способных
работать в условиях ЖРД. С этой целью он нагревал в пламени автогенной
горелки пластины и трубы из электродного графита, вольфрама, окиси
магния и др. и пришел к выводу о том, что " .. . самые тщательные меры
не могут помешать очень быстрому разрушению футеровки камеры и кри-
критического сечения сопла" [243, с. 231-232].
Исследования по огнеупорным материалам приводят Е. Зенгера к двум
интересным идеям: во-первых, он предложил допускать в процессе работы
двигателя разрушение теплозащитного слоя, обновляя его после каждого
полета летательного аппарата [243, с. 232]; во-вторых, он предложил
добавлять в топливо "подходящее" вещество (немного карбонила железа,
асфальта и т.д.), которое при горении выпадает и осаждается на стенке,
"... так что происходит регенерация футеровки стенки" [243, с. 232].
Другими словами, ученый предложил метод охлаждения отложением,
нашедший (пока ограниченное) практическое применение в настоящее
время.
41

Первый проект ЖРД Е. Зенгера (SR-1) предполагал разработку длин-
длинного конусного расширяющегося сопла, облицованного изнутри огне-
огнеупорным материалом и имеющего охлаждающую рубашку для внешнего
регенеративного охлаждения [243, с. 230].
Во втором проекте его двигателя (SR-2), в декабре 1933 г. была
предусмотрена более сложная система охлаждения. Камера сгорания
этого ЖРД должна была иметь покрытие огнеупорными материалами,
емкостное охлаждение водой и внешнее охлаждение жидким кислоро-
кислородом, протекающим по спиральной трубке вокруг камеры внутри водя-
водяной рубашки [243, с. 232].
Считая необходимым применить внешнее проточное охлаждение,
Е. Зенгер провел соответствующие эксперименты. Он нагревал в пламени
горелки медные и стальные трубы, по которым протекала водопровод-
водопроводная вода, и установил, что при определенном ее расходе трубы хорошо
противостоят тепловым нагрузкам. Эти опыты имели очень большое
значение для его последующих работ.
14. Ill 1934 г. Е. Зенгер начал огневые испытания своего двигателя
SR-3, представлявшего собой цилиндрическую камеру сгорания с
соплом.
Длина двигателя была равна 180 мм, диаметр камеры — 57 мм, диаметр крити-
критического сечения сопла — 12 мм, степень расширения сопла составляла 10 : 1. Топ-
Топливом служили газообразный кислород и дизельное горючее, подаваемое в камеру
с помощью трехцилиндрового ручного насоса. Вокруг камеры был предусмотрен
кольцевой охлаждающий тракт, по которому протекала вода.
Всего с этим двигателем было проведено около 60 испытаний, в ходе
которых тяга составляла примерно 1-3 кгс (9,8—29,4 Н), удельный
импульс изменялся в разных опытах от 85 (830 м/с) до 150 с A470 м/с),
давление в камере составляло примерно 45 кс/см2 D,6 МПа), а максималь-
максимальное время непрерывной работы - 26 мин [243, с: 233].
Опыты с нагревом трубок логично приве/Ги ученого к идее трубчатого
охлаждающего тракта. На следующем своем двигателе SR-4 на стенку
камеры должен был припаиваться змеевик из медной трубки с внешним
диаметром 10 мм [243, с. 233]. Однако этот двигатель изготовлен не был,
так как Е. Зенгер решил сделать камеру только из спирально намотанных
трубок (двойная намотка, обеспечивавшая движение хладагента в проти-
противотоке так, что его ввод и вывод находились у головки).
В мае новый двигатель, получивший обозначение SR-5, с камерой труб-
трубчатой конструкции уже подвергся огневым испытаниям. Он охлаждался во-
водой и работал непрерывно 260 с при давлении в камере 47 кгс/см2
D,8 МПа) и удельном импульсе 177 с A740 м/с) [243, с. 233].
Вскоре Е. Зенгер делает еще один шаг в разработке конструкции охлаж-
охлаждающего тракта. На двигателях SR-7, SR-8, SR-9 этот тракт представлял
собой отфрезерованные каналы, расположенные спирально по камере
примерно так же, как это было сделано в 1930 г. на ЖРД Крокко. Каналы
были закрыты сверху внешней стенкой. Из описания [243] следует, что эта
стенка припаивалась к вершинам ребер, образующих каналы, однако до
сих пор неясно, в каких местах камеры эта пайка осуществлялась — только
лишь по ее краям или по всей длине ребер.
Охлаждение этих двигателей осуществлялось нелимитированным расхо-
расходом горючего, которое подавалось насосами из специального резервуара,
проходило по рубашке охлаждения, направлялось далее в ванну с водой,
где охлаждалось, а затем вновь подавалось в охлаждающий тракт.
Двигатели отличались друг от друга лишь длиной сопла и углом его
раствора. В ходе испытаний они развивали тягу до 30 кгс B94 Н).
42

При испытании последующих ЖРД SR-1O, -11 и -12, отличавшихся от
предыдущих лишь тем, что имели опять трубчатую камеру, Е. Зенгер
заметил, что при сравнительно небольших расходах хладагента, прибли-
приближающихся к номинальному расходу горючего, температура жидкости в
рубашке приближалась к максимально допустимым величинам даже при
работе двигателей с большим избытком горючего.
На двигателе SR-12 он предусмотрел промежуточный вывод охлаж-
охлаждающего тракта в ванну с водой, т.е. хладагент дважды охлаждался в воде:
после прохождения части тракта и после выхода из него [243, с. 235].
На следующем двигателе (SR-13) ученый пытался обеспечить регенератив-
регенеративное охлаждение, причем с учетом информации, полученной при испытании
предыдущих двигателей, он принял решение охлаждать камеру обоими
компонентами топлива. Стенка камеры сгорания была изготовлена намот-
намоткой медной трубки внешним диаметром 8 мм, а медная трубка сопла имела
диаметр 4 мм.
В ходе испытаний двигатель охлаждался в ряде случаев водой, а в ряде
случаев — топливом: камера сгорания — окислителем, сопло - горючим.
Эксперименты показали, что трубки у критического сечения сопла про-
прогорают при охлаждении как горючим, так и водой [243, с. 236] при расхо-
расходе последней, по-видимому, равном расходу горючего. Причина этого
заключалась, вероятно, в том, что трубка имела большой диаметр, не обес-
обеспечивавший при заданном расходе потребную скорость хладагента.
4. X 1934 г. испытывался двигатель SR-14, который имел удельный
импульс, равный примерно 300 м B940 м/с), и развивал тягу порядка
2—4,5 кгс A9,6—44 Н), работая непрерывно в течение 63 с при охлажде-
охлаждении горючим [243, с. 236].
Следует отметить, что в настоящее время некоторые исследователи
удивляются тому факту, что Е. Зенгеру удавалось обеспечить весьма
длительную работу своих двигателей. Например, В. Лей в своей книге
пишет: "Время работы двигателей Зенгера было необычно большим.
Испытание продолжительностью 15 мин являлось для него вполне нор-
нормальным. Многие двигатели работали в течение 20 мин, а один — в тече-
течение получаса" [46, с. 343].
Однако ничего удивительного в их длительной работе не было — все
они охлаждались либо водой, либо нелимитированным расходом одного
из компонентов топлива. При попытке же использовать регенеративное
охлаждение его двигатели начинали прогорать после более или менее
длительного периода времени.
По ряду причин работы Е. Зенгера были прерваны, и он смог их возоб-
возобновить лишь в 1936 г. В 1939 г. Е. Зенгер начал проводить стендовые испы-
испытания нового ЖРД с тягой в 1 тс (9,8 кН). Этот двигатель охлаждался
водой, которая подавалась в районе критического сечения сопла в систему
охлаждающих каналов, проходила эту систему несколько, раз, пока вода
не превращалась в пар. Пар затем направлялся на паровую турбину, при-
приводившую в действие насосы окислителя, горючего и воды, и после расши-
расширения на ней поступал в конденсатор, охлаждаемый жидким кислородом*,
где он снова превращался в воду [243, с. 239—240].
Нетрудно видеть, что эта система охлаждения имела по крайней мере
два больших недостатка: во-первых, использование воды приводило к
необходимости ставить дополнительный насос и, кроме того, ее масса шла
за счет массы полезной нагрузки летательного аппарата; во-вторых, охлаж-
*Е. Зенгер предполагал в качестве конденсатора использовать поверхность бака
жидкого кислорода.
43

дение воды в конденсаторах приводило к бурной газификации кислорода
и, как следствие этого, к повышению давления в баке окислителя.
В качестве альтернативного варианта Зенгер предусмотрел систему ох-
охлаждения, в которой пар после прохождения камеры сгорания или паровой
турбины выбрасывается наружу и не принимает участие в дальнейшем в
рабочем процессе. Кроме того, он предполагал также использовать для
охлаждения стенок камеры и для приведения в действие турбины один из
компонентов топлива.
В ходе испытаний камеры, изготовленной намоткой трубок,
работала при охлаждении водой по несколько минут.
Рис. 20. Камера трубчатой
конструкции 100-тонного дви-
двигателя Е. Зенгера
она
Е. Зенгер одновременно с разработкой однотонного двигателя проекти-
проектирует камеру с тягой 100 тс @,98 Мн) (рис. 20). Однако испытания в апреле
1942 г. были прекращены и работы ученого не были доведены до конца.
2.2.3. Переход к динамическим методам охлаждения ЖРД в СССР
В рассматриваемый период отработкой методов динамического охлаж-
охлаждения камер ЖРД занимались также и советские специалисты.
Выше уже отмечалось, что В.П. Глушко на начальном этапе своих работ
предусмотрел на некоторых двигателях внешнее регенеративное охлажде-
охлаждение, но они не подвергались огневым испытаниям. О причинах отказа от
динамических методов ученый в 1932 г. писал следующее: "Динамическое
охлаждение топливом нежелательно в том отношении, что вносит усложне-
усложнение в конструкцию мотора"* [15, с. 244]. Однако к 1933 г. ему стало
очевидно, что нединамические методы себя исчерпали и потребности
дальнейшего развития двигателей требуют применения более эффективных
мер по их охлаждению.
В.П. Глушко прежде всего сконцентрировал свои усилия на разработке
методов охлаждения сопла — этой наиболее теплонапряженной части
ракетного двигателя. С этой целью в районе критического сечения сопла
двигателя ОРМ-34 был предусмотрен специальный кожух, по которому
протекала азотная кислота. Однако площадь поперечного сечения охлаж-
охлаждающего тракта (или гидравлический диаметр) выбирались еще произволь-
произвольно и скорость протекания оказалась недостаточной, чтобы обеспечить тре-
требуемый коэффициент теплоотдачи. На двигателе ОРМ-35 скорость жид-
жидкости была несколько увеличена, но опять была недостаточной. Сопло
* Следует подчеркнуть, что такая точка зрения была вполне оправданной для
начального этапа работ по ЖРД, на котором обилие всевозможных проблем, стоявших
перед конструкторами, закономерно приводило, как уже было показано, к стремле-
стремлению к простоте создаваемых конструкций. Отказ от применения сложного проточного
охлаждения в то время наилучшим образом соответствовал объективной логике
развития ЖРД.
44

P и с. 21. Эволюция охлаждающего тракта сопла двигателей В.П. Глушко
а - ОРМ-39; б - ОРМ-40; в - ОРМ-44; г - ОРМ-48 (элементы охлаждающего
тракта)
двигателя ОРМ-39 (рис. 21, а) имело оребрение, увеличивавшее площадь
теплоотдающей поверхности, что примерно при той же скорости протека-
протекания хладагента, которая была на ОРМ-35, позволило улучшить охлаждение
сопла, но \л это нововведение еще не решало задачу. На двигателе ОРМ-40
(рис. 21, б) было впервые введено спиральное обтекание жидкостью ореб-
ренного сопла, которое в ходе испытаний показало себя более устойчивым
к тепловым нагрузкам, чем все предыдущие. Охлаждение сопла двигате-
двигателя ОРМ-44 (рис. 21, в) было еще более улучшенным за счет увеличения
скорости протекания хладагента, что достигалось уменьшением зазора ох-
охлаждающего тракта с помощью специального вкладыша [56, с. 715].
45

Интересно, что на двигателе ОРМ-48 (рис. 21, г), созданном под руко-
руководством В.П. Глушко в 1933 г., сопло камеры было образовано двумя
тонкостенными оболочками, которые соединялись между собой пайкой
по вершинам ребер, образованных по внутренней оболочке*. Это был
первый у нас в стране опыт создания связанных конструкций сопел,
не получивших, однако, своего дальнейшего развития в 30-е го^ы.
Так шаг за шагом в нашей стране совершествовался на азотно-кислотных
двигателях оребренный охлаждающий тракт, имевший очень большое зна-
значение для решения проблемы охлаждения.
Своего рода итогом работ по азотно-кислотным ЖРД того периода стал
двигатель ОРМ-52.
При разработке проекта этого двигателя в 1933 г. были проведены
расчеты и изготовлены чертежи трех его вариантов. Первый из них предпо-
предполагал создание двигателя для исследования вопросов, связанных с зажи-
зажиганием топлива, запуском и т.д. Двигатель должен был иметь неохлаждае-
мую камеру сгорания и проточное охлаждение сопла кислотой.
Второй вариант должен был служить для отработки способов охлаж-
охлаждения. При этом предполагалось охлаждать кислотой сопло и камеру
сгорания.
Третий вариант предназначался для проведения сдаточных испытаний.
ЖРД должен был иметь полное охлаждение сопла и камеры сгорания
кислотой, а головки — керосином [18, л. 4].
Изготовлен и испытан был лишь первый вариант, который имел оребрен-
ное сопло, охлаждаемое азотной кислотой, и цилиндрическую камеру сгора-
сгорания, которая не имела внешнего охлаждения. Камера была стальной и
имела толщину стенки, равную 8 мм, "...подобранную опытным путем и
взятую с запасом с целью гарантировать стойкость камеры при непрерыв-
непрерывной работе двигателя в течение заданных 60 с" [23, с. 278]. В документах
того времени такие камеры В.П. Глушко называл "неохлаждаемыми".
Однако в ходе их отработки ученый заметил, что компоненты топлива,
омывая изнутри ее стенки, оказывают благоприятное воздействие на ско-
скорость ее разогрева. Сейчас трудно установить, на каком конкретно двига-
двигателе этот эффект был замечен и когда ученый впервые попытался его
сознательно использовать. По крайней мере еще в начале 1933 г. на ЖРД
ОРМ-30 была сделана попытка защитить сопло от разрушения с помощью
внутреннего охлаждения, создаваемого двумя дополнительными форсун-
форсунками горючего, установленными на его входе.
Для организации внутреннего охлаждения на ЖРД ОРМ-52 центробеж-
центробежные форсунки для подачи топлива располагались примерно на половине
длины камеры сгорания и равномерно по ее окружности. При этом форсун-
форсунки горючего и окислителя чередовались и были наклонены под углом 65°
к оси камеры по направлению к ее головке. Так как угол распыла топлива
составлял 60°, часть струи горючего и окислителя направлялась под углом
35° к стенке двигателя, образуя на ней топливную завесу. Остальная часть
топлива смешивалась примерно в центре камеры, образуя "ядро" горения,
отделенное от стенки завесой. В местах соприкосновения компонентов
на стенке возникал очень ограниченный по площади очаг горения с новы-
шенными тепловым потоком. Места соприкосновения постоянно изменя-
изменялись на стенке, которая в силу своей сравнительно высокой теплопровод-
теплопроводности и большой толщины "сглаживала'* распределение температур.
* О создании В.П. Глушко связанной конструкции сопла ЖРД ОРМ-48 у нас в стране
стало широко известно лишь в 70-е гг. благодаря усилиям В.И. Прищепы, нашедшего
соответствующие документы в Архиве ГДЛ—ОКБ.
46

Охлаждаемая компонентами топлива стенка сравнительно медленно
разогревалась и за время работы двигателя оставалась относительно холод-
холодной (Тст ^ 1000°С), что препятствовало ее окислению в среде азотной
кислоты. Действие завесы, увлекаемой основным потоком, сказывалось
вплоть до критического сечения сопла. "Наибольшей тепловой нагруз-
нагрузке" ••• подвергалась ... "часть камеры между форсунками и соплом" [23,
с. 278] или, другими словами, эта часть имела максимальную температуру.
Двигатель ОРМ-52 развивал тягу, составлявшую 250—300 кгс* B,48—
2,94 кН) при давлении в камере 20-25 кгс/см2 B—2,6 МПа), его макси-
максимальный удельный импульс составлял 210 с B060 м/с). Один экземпляр
этого ЖРД в 1935 г. при 29 запусках на полной тяге наработал 533 с и
сохранил работоспособность [18, л. 4]. В акте об официальном стендовом
испытании, в частности, отмечалось, что двигатель полностью удовлетворяет
техническим требованиям [38, с, 775].
С окончанием работ по ЖРД ОРМ-52 перед В.П. Глушко вставали новые
проблемы: необходимо было увеличить время непрерывной работы двига-
двигателей, понизить уровень температур стенок камеры, которые после запуска
двигателей так сильно нагревались, что на их поверхности появлялся цвет
побежалости [19, с. 282].
При разработке ЖРД ОРМ63 проводились серьезные работы по улучше-
улучшению технологии создания двигателей, такие, например, как разработка
роликовой электросварки компенсатора (штампованного из листа нержа-
нержавеющей стали) с соплом и его рубашкой; стыковой электросварки по
критическому сечению сопла и т.д. [53, с. 181 ].
Все эти и другие работы логично привели к возможности решать более
сложные задачи, которые не заставили себя долго ждать.
В начале 1936 г. было разработано техническое задание, предусматри-
предусматривавшее разработку двигателя ракеты 212 и ракетоплана РП-218 с тягой
150-160 кгс A470—1570 Н), продолжительностью непрерывной работы
75 с (желательно 100 с), удельной тягой не менее 180 с A770 м/с) (жела-
(желательно 210 с) [14, а 324].
Работы по его созданию протекали довольно быстро. Уже в мае 1936 г.
был собран первый экспериментальный образец, известный под названием
ОРМ-64. В связи с тем, что в механической мастерской РНИИ задержалось
изготовление некоторых его деталей, было принято решение использовать
на ЖРД ОРМ-64 детали двигателя ОРМ-52, в частности, его камеру сгорэ
ния. С точки зрения охлаждения ОРМ-64 был подобен ОРМ-52. При испыта-
испытании 29.V 1936 г. двигатель проработал непрерывно 120,7 с при удельной
тяге 210 с B060 м/с) и средней тяге 134 кгс A310 Н). К сожалению, под-
подробности этого испытания не известны, имеются лишь сведения о том, что
избыток окислителя составлял 1,15 [18, л. 23].
Камера с таким охлаждением выдерживала большое время суммарной
наработки. Так, одна из них, проработавшая 235 с в составе ЖРД ОРМ-52,
выдержала еще шесть испытаний в составе ОРМ-64, проработав всего 267 с
[18, л. 18].
Разумеется, недостатки охлаждения двигателя ОРМ-64, как и у ОРМ-52,
состояли в основном в том, что "...нижняя часть камеры накалялась до
желтого свечения" [18, л. 23]. Это обстоятельство привело В.П. Глушко
к выводу о том, что "...необходимо избежать накаливания стенок камеры,
представляющего опасность для объекта, на котором будет установлен
двигатель" [14, с. 331].
Эту задачу можно было бы решить путем охлаждения камеры топливом,
что и было предусмотрено на окончательном варианте ЖРД, получившим
* Точнее, до 311 кгс C,05 кН) [19, с. 283]
47

0 40
¦ 1
Рис. 22. Схема охлаждения двигателя ОРМ-65
обозначение ОРМ-65 (рис. 22). Чтобы окружить камеру сгорания охлаж-
охлаждающей рубашкой, пришлось сместить форсунки ближе к головке. При
этом три форсунки окислителя были установлены под углом 60°, а три
форсунки горючего располагались нормально к оси двигателя, что было
удобно, как отмечал В.П. Глушко, по конструктивным соображениям
[14, с. 331]. Угол распыла топлива у всех форсунок составлял 60°, одно-
заходный охлаждающий тракт покрывал всю камеру сгорания, головка
внешнего охлаждения не имела. Двигатель развивал тягу 150 кгс A470 Н)
при давлении в камере сгорания, составлявшем примерно 22 кгс/см2
B,2 МПа), и удельном импульсе 210 с B060 м/с), являвшемся для того
времени очень большой величиной. Он допускал многократные пуски.
Например, двигатель № 1 за 49 пусков проработал на Земле 30,7 мин [38,
с. 776].
В процессе работы двигателя его головка нагревалась до 300-400°С
[53, с. 183], что, однако, было вполне допустимо при использовании его
на ракетоплане. ОРМ-65 не только удовлетворял всем требованиям техни-
технического задания, но и по ряду параметров даже превосходил их. Этот ЖРД
проходил летные испытания в составе крылатой ракеты 212, запуски
48

которой состоялись 29 января и 8 марта 1939 г. [38, с 777], и стендовые
испытания в составе ракетоплана РП-318-1.
Успех в разработке ОРМ-65 во многом был обусловлен удачным реше-
решением проблемы его охлаждения. На этом двигателе впервые для азотно-
кислотных ЖРД было реализовано ярко выраженное внутреннее охлажде-
охлаждение горючим. Форсунки горючего оказались утопленными в корпус камеры
и направляли часть потока керосина вдоль стенки головки, создавая внут-
внутреннюю завесу, которая не нарушалась окислителем в связи с тем, что его
форсунки выступали внутрь камеры. Завеса оказывала свое действие
вплоть до сопла и не только защищала головку от теплового потока от
газов, но и, омывая ее стенку, по-видимому, снимала с нее поток, частично
проходивший через завесу. Впрочем, относительно выполняемых функций
завесы в настоящее время приходится говорить лишь предположительно,
так как в то время не проводились какие-либо исследования внутрикамер-
ных процессов.
В ходе предполетных огневых испытаний двигателя в ряде случаев
производился замер температуры его головки. Испытания, как правило,
проводились при пониженном давлении в камере, составлявшем
8-10 кгс/см2 @,82-1,02 МПа). 11.111 1938 г. двигатель проработал непре-
непрерывно в течение 230 с, что было рекордным для ЖРД того времени [65,
л. 69].
По результатам испытаний, проводившихся под руководством СП. Ко-
Королева, был сделан вывод о том, что максимальная температура голов-
головки наступает на 80—100 с и далее остается без изменения [65, л. 80].
Это означает, что при таком давлении двигатель имел стационарное ох-
охлаждение. Конечно, с повышением давления, начиная с некоторого его
значения, головка должна была перегреваться и двигатель приходилось
бы выключать.
С появлением ЖРД ОРМ-65 СП. Королев писал: "В настоящее время
можно считать, что в основном проблема создания ракетного двигателя
с тягой 150кг решена. Данные: удельная тяга двигателя.... Рк =200-
210 кг с/кг; допустимое максимальное время работы на максимальной
тяге т = 120 с; вес двигателя GaB = 8 кг" [41, с. 509]. И далее: "С двига
телем на тягу 300 кг проведен ряд опытов, которые доказывают воз-
возможность отработки в ближайшее время такого двигателя со следую-
следующими данными: Рк = 200-210 кгс/кг; т = 150-200с; GAB = 12-15 кг..."
[41, с. 510].
Дополнительные сведения об особенностях системы охлаждения ОРМ-
65 дают результаты испытаний следующего двигателя, получившего обо-
обозначение ОРМ-66, который отличался от ОРМ-65 в основном уменьшен-
уменьшенной массой камеры (в том числе и головки) и увеличенным ее диа-
диаметром. При испытаниях было обнаружено, что после 15 с работы в
номинальном режиме головка начинала светиться вследствие перегрева,
а на 25 с двигатель приходилось выключать [53, с. 188]. Столь малое
время его непрерывной работы можно легко объяснить, если учесть, что
увеличенная по сравнению с ОРМ-65 площадь головки приводила к уве-
увеличению поступающего на нее теплового потока*, который с учетом мень-
меньшей ее массы приводил к более быстрому ее разогреву.
Таким образом, при попытке дальнейшего увеличения тяги азотно-
кислотных ЖРД необходимо было вносить в систему охлаждения, при-
применявшуюся на ОРМ-65, некоторые изменения. Это обстоятельство
* Другими словами, эффективность внутренней завесы с увеличением площади го-
головки падала.
4 Зак 1830 49

Рис. 23. Схема охлаждения головки дви-
двигателя ОРМ-70 (а) и двигателя ОРМ-102 {б)
1 — форсунки; 2 — охлаждающий
тракт камеры сгорания; 3 — охлаждаю-
охлаждающий тракт головки
понимал и В.П. Глушко, доработавший головку камеры ЖРД ОРМ-66:
для снижения ее температуры он ввел ее внешнее охлаждение с помощью
керосина.
Кроме того, на последующих двигателях ОРМ-67, ОРМ-68-70, ОРМ-101
и ОРМ-102 В.П. Глушко также предусмотрел внешнее охлаждение голов-
головки камеры с помощью горючего (рис. 23). Такой подход мог привести
к решению проблемы дальнейшего повышения тяги двигателей, однако,
к сожалению, в работах В.П. Глушко наступил кратковременный пере-
перерыв и ни один из указанных двигателей4 не был доведен до стадии штат-
штатной эксплуатации, причем все они (кроме ОРМ-66) даже не подвергались
огневым испытаниям.
Работы по созданию ЖРД в СССР проводились также в ГИРДе под руко-
руководством Ф.А. Цандера, а с 1933 г. были продолжены его учениками в
РНИИ.
Еще в 1931 г. Ф.А. Цандер начал серьезные проектно-конструктор-
проектно-конструкторские работы по созданию двигателя ОР-2. В соответствии с проектом ОР-2
должен был развивать тягу в 100 кгс (980 Н) при давлении в камере
7—8 кгс/см2 @,78—0,82 МПа) и работать непрерывно в течение 60 с [72,
л. 1], используя бензин и жидкий кислород.
К 1933 г. двигатель был в основном разработан, причем первоначально
его тяга должна была составлять 50 кгс D90 Н), а в перспективе ее пред-
предполагалось удвоить.
50

Рис. 24. Принципиальная схема ЖРД ОР-2
7 — бензиновый бак; 2 — предохранительный клапан; 3 — кислородный бак;
4 — испаритель; 5 — камера сгорания; 6 — кран, 7 — помпа; 8 — водяной бачок;
9 — дополнительный подогрев; 10 — трос; 11 — ролик; 12 — азот под давлением;
13 — испаритель; 14 — цилиндр с горячей водой; 15 — азотный компенсатор
= топливо,—вода, — азот
Этот ЖРД (рис. 24) состоял из цилиндрической камеры сгорания с коническим
сверхзвуковым соплом, имел вытеснительную систему подачи топлива, включавшую
в качестве основных элементов "азотный компенсатор" — емкость с жидким азотом,
служившим для вытеснения топлива из баков, и два испарителя для газификации
жидкого кислорода. На головке камеры размещались струйные форсунки для
впрыскивания топлива, которое воспламенялось с помощью электросвечи. Двигатель
допускал дросселирование тяги путем изменения расхода топлива. Камера сгорания
охлаждалась газообразным кислородом, сопло — водой [72, л. 10]. Вода, выходя из
рубашки охлаждения, поступала в специальный бак, где отделялась от пара; затем
она разделялась на три части, одна из которых шла к баку жидкого азота, что позво-
позволяло азот газифицировать, а две другие поступали соответственно к испарителям,
где газифицировался жидкий кислород, использовавшийся далее для наддува бака
окислителя.
Работа двигателя должна была протекать следующим образом. В начальный момент
азот под давлением собственных паров поступал через азотный компенсатор в бак
51

горючего, которое в результате подавалось в камеру сгорания. Окислитель подавался
из бака также под давлением собственных паров. После запуска двигателя вода после
прохождения рубашки нагревала азотный компенсатор и испаритель. В результате
создавался газообразный азот и газообразный кислород, которые использовались
для вытеснения топлива из баков.
Азотный компенсатор представлял собой сосуд с жидким азотом, в котором раз-
размещался другой сосуд с теплой водой, поступавшей в него из рубашки охлаждения
сопла. При падении в системе подачи топлива давления сосуд с водой с помощью
специального механизма погружался в азотный бачок, что приводило к более интен-
интенсивной газификации азота, и давление подачи снова повышалось. Разумеется, что
при повышении давления больше определенной величины сосуд с водой, наоборот,
извлекался из азотного бака и давление понижалось.
Ф.А. Цандер предполагал осуществить поэтапную отработку двигателя.
В ходе огневых испытаний, которым должен был предшествовать этап
автономной отработки основных узлов и агрегатов, он хотел испытать
камеру при работе на менее калорийных топливах: газообразный воздух —
бензин, воздух, обогащенный кислородом,— бензин.
Еще 5. IX 1932 г. он провел огневое испытание камеры на газообраз-
газообразном воздухе и бензине, в ходе которого она работала в течение примерно
одной минуты [33, л. 2]. Однако отъезд на отдых в Кисловодск, а затем
преждевременная его смерть в марте 1933 г. нарушили планы доводки
этого ЖРД. Его коллеги по ГИРДу прняли решение проводить испытания
сразу на штатном топливе.
Первое огневое испытание всей двигательной установки состоялось
13.111 1933 г.
Проведенное уже без участия Ф.А. Цандера, оно окончилось неудачей
из-за неполадок в системе подачи топлива [72, л. 96]. В ходе двух после-
последующих опытов, проведенных 21 и 26 марта, наблюдалось неустойчивое
горение, приводившее к прогарам и механическим разрушениям через
несколько секунд работы [72, л. 97, 100]. При испытании, состоявшемся
28 апреля, камера частично оплавилась, частично прогорела, внешний
кожух также прогорел в месте стыка кислородного и водяного охлажде-
охлаждения [72, л. 105], что заставило исследователей отказаться от комбини-
комбинированного охлаждения и перейти к использованию в качестве хладагента
одного только кислорода [72, с. 113].
Несмотря на большую известность работ по ЖРД ОР-2, до настоящего
времени в литературе не отмечался тот факт, что 4 июля впервые испытьь
валась камера с двухъярусным охлаждением. Она имела три стенки,
образовывавшие два охлаждающих тракта, по которым проходил газо-
газообразный кислород в направлении от сопла к головке [72, л. 118] .Такую
схему охлаждения вряд ли можно назвать целесообразной— внешний тракт
был явно лишним элементом и приводил к уменьшению расхода хладагента
по основному охлаждающему тракту. При этом передача тепла от кисло-
кислорода, проходившего по внутреннему тракту, к кислороду, протекавшему
по внешнему тракту, на которую, по-видимому, рассчитывали исследова-
исследователи, была пренебрежимо мала.
Испытание двигателя, получившего новое обозначение 02, закончилось
взрывом [72, л. 118], и в дальнейшем опыты проводились уже с "двух-
"двухслойными" камерами, охлаждавшимися только кислородом (рис. 25).
Одна такая камера взорвалась при испытании 7 июля, а вторая 19 июля
прогорела через 35 с работы [72, л. 13].
Для того чтобы улучшить систему охлаждения, было принято решение
о замене бензина на спирт и об облицовке камеры керамическими огне-
огнеупорными материалами [72, л. 121—122].
Новое топливо горело уже устойчиво, двигатель стал работать лучше.
52

Рис. 25. Схема камеры двигателя 02
Некоторое беспокойство исследователям доставляли огнеупорные мате-
материалы, которые быстро разрушались.
Заметим, что в своих работах Ф.А. Цандер попытался избежать при-
применения простейших методов охлаждения и теплозащиты (набегающим
потоком воздуха, теплопоглощения и т.д.), сразу приступив к отработке
сложных динамических методов. Однако закон развития от простого к
сложному неумолим, и ученики ученого вынуждены были перейти к
использованию простейших методов теплозащиты (хотя и в сочетании с
внешним охлаждением жидким кислородом). Словно отдавая дань ''про-
''пропущенному" начальному этапу, двигатель 02*, по существу, превратился
в экспериментальную установку по испытанию огнеупорных материалов.
Наилучшие результаты были получены на двигателе, камера сгорания кото-
которого имела облицовку окисью алюминия, а сопло - окисью магния. Этот
вариант двигателя проработал непрерывно 160 с, хотя, как показывает
анализ, при этом была большая неполнота сгорания топлива. Этими мате-
материалами специалисты пользовались практически на всем протяжении 30-х гг.
Интересно, почему для охлаждения кислородных двигателей в качестве
хладагента был выбран жидкий кислород, а не спирт? Быть может, спе-
специалистов, как и ранее К.Э. Циолковского, Г. Оберта и др., привлекала его
низкая температура? Или, быть может, они считали его достоинством боль
ший по сравнению со спиртом расход? Однозначно ответить на эти вопро-
вопросы в настоящее время не представляется возможным. Ясно только одно:
охлаждение спиртом было бы более перспективно и быстрее могло бы
дать положительный эффект, чем при использовании кислорода.
Двигатель 02 имел несколько вариантов, незначительно отличавшихся
друг от друга, но основным был вариант, созданный в 1934 г.
Он имел цилиндрическую камеру сгорания из листовой меди толщиной 1,5 мм и
сопло, сделанное из стали. Вокруг камеры ЖРД был предусмотрен кожух. В голов-
головке размещалась "пластинка—жиклер", которая имела 35 отверстий диаметром 0,5 мм
для подачи в камеру спирта. Кислород после рубашки охлаждения подавался в каме-
камеру радиально, через отверстия, расположенные на цилиндрической части камеры у
головки. Зажигание топлива осуществлялось электросвечой, вводимой в камеру
перед запуском через сопло. Камера сгорания была обгицована окисью алюминия,
а сопло — окисью магния [31, л. 12—13]. Последующие варианты двигателя отлича
лись в основном конструкциями сопел и головок [31, л. 12].
С учетом полученного опыта в 1935 г. были созданы окончательные
варианты двигателя: 02с**и 02д, которые в части охлаждения усовершен-
усовершенствований не имели.
Работы по двигателю 02 выполняли А.И. Полярный (ведущий конструктор),
Л.С.Душкин, Л.К. Корнеев, М.К. Тихонравов, Б.В. Флоров, Е.К. Мошкин и другие
сотрудники РНИИ.
** Двигатель 02с проходил летные испытания в 1936 г. на ракете 216 конструк-
конструкции С.П. Королева. Из четырех запусков в двух ракета взлетела, причем одна
из них поднялась по наклонной траектории на высоту около 500 м [53, с. 137].
53

Двигатель развивал тягу в 100 кгс (980 Н) при давлении в камере
9,5-10 кгс/см2 @,97-1,02 МПа), имел удельный импульс около 190 с
A860 м/с) и работал непрерывно без разрушений в течение 60 с [31, л. 25].
Однако разработчики отмечали, что "...керамика при более полном сгора-
сгорании не является надежным предохранением* двигателя от прогорания"
[31, л. 31].
Доводка двигателя затянулась, опыт, полученный специалистами в
1935 г., позволял им видеть уже его недостатки и говорил о том, что даль-
дальнейшие работы по его совершенствованию бесперспективны. Так, напри-
например, в работе [31] отмечалось, что, с точки зрения проблемы охлаждения,
размеры камеры сгорания неудачны, так как при отношении ее длины к
диаметру 5:1 площадь тепловоспринимающей поверхности, приходящаяся
на единицу объема, оказывается слишком большой [31, л. 1]. Кроме того,
отмечалось, что двигатель сложен, его тип устарел и в конечном итоге
делался вывод о том, что "...дальнейшая работа с таким двигателем не
рациональна..." [31, л. 2].
Параллельно с работами по ОР-2 под руководством Ф.А. Цандера в
ГИРДе проводилась разработка двигателя для ракеты "ГИРД-Х", которая
согласно первоначальному техническому заданию должна была работать
на металлическом горючем [69, л. 1].
В соответствии с этим заданием были разработаны проекты двух вариан-
вариантов ракеты. В первом варианте основным горючим должен был служить
металл, вспомогательным— бензин и жидкий кислород. Металл "...сосредо-
"...сосредоточивался в ракете" в двух видах: металл как горючее в виде порошко-
порошкообразного магния, подаваемого в камеру с помощью инжекторов, и металл
в виде частей конструкции ракеты, которые должны были предварительно
расплавляться в специальном устройстве, а затем с помощью инжектора
подаваться в камеру [69, л. 1].
Первые три месяца работа велась по проектированию приспособления
для испытания металлического горючего и по расчету самой ракеты. За это
время были спроектированы бак для плавления, распыления и сжигания
металла, бак для порошка металла и некоторые другие элементы. Экспери-
Экспериментальной установкой по испытанию металлического горючего должен
был служить двигатель ОР-1.
Второй вариант ракеты разрабатывался для работы только на порошко-
порошкообразном металлическом горючем в сочетании с бензином и жидким кисло-
кислородом [69, л. 1].
В мае-июле 1933 г. проводился тепловой расчет двигателя, а также с
использованием ОР-1 было проведено шесть опытов по подаче в камеру
металлического горючего, которые, в частности, показали невозможность
эжектирования порошка металла в камеру из-за его спекания в твердую
массу [69, л. 2].
В результате был разработан третий вариант конструкции ракеты с
двигателем, работающим на жидком топливе.
Следует отметить, что двигатели, предназначенные для работы на метал-
металлическом горючем (т.е. упомянутые выше первый и второй варианты),
в ГИРДе называли первым вариантом двигателя ракеты. Двигатели на
жидком топливе разрабатывались в трех вариантах (соответственно вто-
второй, третий и четвертый).
Второй вариант (двигатель 010, рис. 26, а) был разработан и изготов-
изготовлен в июне—июле (т.е. уже после смерти ф.А. Цандера) 1933 г. Он имел
камеру сгорания грушевидной формы, изготовленную из нержавеющей
стали, и "камеру смешения", в качестве топлива использовались бензин
и жидкий кислород. Вокруг камеры был предусмотрен кожух, обеспечи-
54

P и с. 26. Схема охлаждения двигателя 010
а — второй вариант; б — четвертый вариант; 7 — ввод кислорода; 2 — ввод горюче-
горючего; 3 — замер давления; 4 — место установки свечи; 5 — замер температуры стенки
вавший зазор охлаждающего тракта, равный 3 мм. Охлаждение осуществ-
осуществлялось жидким кислородом, проходившим по этому тракту от сопла к
головке. Тяга двигателя должна была составлять 65 кгс F40 Н), время
непрерывной работы 20—30 с [69, л. 2,5].
Огневые испытания начались 9 августа и показали следующие резуль-
результаты: при избыточном давлении в камере, равном 1 кгс/см2 @,1 МПа),
через 45 с работы камера раскалилась докрасна, из нее полетели искры
и на 63 с она прогорела. Тяга в ходе опыта не измерялась [69, л. 5].
В августе был изготовлен третий вариант двигателя, не имевший суще-
существенных отличий от предыдущего*. Испытания, состоявшиеся 25 августа,
привели к прогару камеры через 72 с. Давление в камере поддерживалось
равным 1,5 кгс/см2 @,153 МПа) [69, л. 5].
В сентябре—октябре был создан четвертый вариант двигателя
(рис. 26, б), на котором по сравнению с предыдущими произошло сущест-
существенное изменение: вместо бензина использовался 75%-ный водный раствор
спирта. Кроме того, жидкий кислород дополнительно вводился в охлаж-
охлаждающий тракт в начале (от сопла) камеры сгорания, что было нецелесооб-
нецелесообразным решением, так как при этом уменьшилась интенсивность охлажде-
охлаждения сопла. Исследователи вскоре это поняли и внесли соответствующие
коррективы, вновь начав вводить хладагент со стороны среза сопла**.
В ходе огневого испытания 27 октября была получена тяга 70 кгс F90 Н)
при давлении в камере 8 кгс/см2 @,82 МПа). Двигатель работал 20 с и
разрушился из-за хрупкости стали СХ-8, из которой на этот раз была из-
изготовлена огневая стенка камеры [69, л. 12].
*В работе [53, с. 138] ошибочно указано, что третий вариант работал на водном
растворе спирта и жидком кислороде и что был предусмотрен дополнительный
ввод жидкого кислорода в рубашку охлаждения в месте стыка камеры и сопла.
** В работе по двигателю 010 принимали участие Л.С. Душкин, Л.К. Корнеев,
А.И. Полярный, В.П. Авдонин, М.Г. Воробьев и др.
55

Эта камера была доработана и вновь испытана 30 октября. В ходе 22 с
испытания была получена тяга 70-75 кгс F90-735 Н) при давлении в
камере Юкгс/см2 A МПа). После испытания был обнаружен ее прогар
из-за трещины в сварке [69, л. 5, 19].
25 ноября 1933 г. состоялся запуск ракеты "ГИРД-Х" с двигателем 010
[69, л. 4].
Следует отметить, что работа по этому ЖРД продолжалась и в дальней-
дальнейшем. Так, например, 11 августа 1934 г. были проведены испытания двига-
двигателя, в охлаждающую рубашку которого кислород вводился "по касатель-
касательной" [73, л. 31], на двигателе, испытывавшемся 21 октября, было сделано
керамическое сопло из окиси магния [73, л. 56]. Один из вариантов двига-
двигателя имел камеру сгорания и сопло, полностью облицованные керамикой
[73, л. 43].
Однако все варианты существенных достижений в решении проблемы
охлаждения по сравнению, например, с ЖРД 02 не имели.
Опыт охлаждения кислородных ЖРД привел специалистов к выводу
о том, что:
"Система охлаждения, которое производится жидким кислородом... яв-
является принципиально неудачной, так как, во-первых, отличается мень-
меньшей интенсивностью по сравнению с охлаждением хотя бы спиртом и,
во-вторых, создает значительные термические напряжения в деталях
двигателей" [31, л. 2].
С этим утверждением можно с полным основанием согласиться. Кроме
того, следует отметить, что в отчетах того времени неоднократно указы-
указывалось на низкое качество огнеупорных материалов, которые выдержи-
выдерживали в условиях ЖРД лишь 40—45 с.
Вместе с тем в решении проблемы охлаждения спиртокислородных
ЖРД имелись и определенные достижения. Свидетельством этого является
отчасти тот факт, что длительность непрерывной работы этих двигателей
была недостижимой, например, для специалистов США вплоть до конца
30-х гг.
Работы по ЖРД 02, 010 к 1935 г. были в основном закончены и, начиная
с этого времени, в РНИИ начинается разработка двигателей второго поколе-
поколения. Разумеется, что при их создании исследователи должны были учесть
предшествующий опыт и попытаться преодолеть недостатки, присущие
двигателям первого поколения. Однако пути улучшения ЖРД могли быть
найдены только в результате практических работ, которые наглядно могли
показать исследователям на целесообразность тех или иных нововведений.
Это обстоятельство учитывали специалисты спиртокислородной группы
РНИИ и разрабатывали параллельно несколько двигателей, каждый из кото-
которых, как правило, имел несколько вариантов.
В марте 1935 г. подвергался огневым испытаниям ЖРД 12 к*, который
согласно техническому заданию должен был развивать тягу в 300 кгс
B940 Н) при работе в течение 75 с, потребляя этиловый спирт и жидкий
кислород [61, л. 3; 70, л. 3].
Двигатель первого варианта имел медную камеру сгорания грушевид-
грушевидной формы с соплом Лаваля и стальную камеру смешения. Камера
сгорания была облицована изнутри окисью алюминия, сопло —
окисью магния. Вокруг сопла и обеих камер с зазором 2,5 мм располагал-
располагался стальной кожух для охлаждения кислородом, который подавался в
охлаждающий тракт со стороны сопла. Кислород после охлаждения двига-
* Двигатель был разработан под руководством Л.С. Душкина.
56

теля поступал в камеру смешения, где смешивался со спиртом, а затем
впрыскивался в камеру сгорания [61, л. 10; 70, л. 16].
Нетрудно видеть, что на этом двигателе с точки зрения проблемы охлаж-
охлаждения не было ничего нового по сравнению, например с ЖРД 02. Опять
применялось охлаждение жидким кислородом, которое до этого было
найдено принципиально неудачным, вновь, как и на ЖРД 010, камера имела
грушевидную форму и в состав двигателя входила камера смешения. Поче-
Почему же этот вариант был разработан? По-видимому, для проверки работы
камеры смешения, которая имела некоторые отличия в конструкции. Ясно
одно: после единственного испытания, состоявшегося 28 марта 1935 г.
и закончившегося прогаром камеры смешения через 7 с после начала рабо-
работы двигателя, было принято решение о прекращении дальнейших его
испытаний [61, лл. 16-17].
Зато второй вариант имел мало общего со всеми предшествующими
двигателями и его система охлаждения была весьма необычной.
Камера сгорания была сферическая. Ее верхняя (от сопла) полусфера
и сопло были облицованы огнеупорными материалами. На нижней полу-
полусфере по двум "концентрическим окружностям" располагались отверстия
для подачи топлива (верхний пояс отверстий — для подачи спирта, ниж-
нижний — для кислорода), которые были просверлены "касательно к внутрен-
внутренней поверхности" [61, л. 17] камеры и направлены вверх от сопла.
Следует отметить, что одна из задач, стоявшая в то время перед специа-
специалистами по спиртокислородным двигателям, заключалась в том, чтобы
обеспечить более полное сгорание топлива и повысить благодаря этому
удельный импульс своих ЖРД. Дело в том, что с точки зрения полетных
данных применение таких двигателей было оправданным лишь в том слу-
случае, если их удельный импульс при прочих равных условиях превышал бы
удельный импульс азотно-кислотных двигателей на 20—25%.
С помощью системы впрыска топлива, предусмотренной на втором
варианте этого ЖРД, предполагалось одновременно решить две задачи:
во-первых, за счет более продолжительного пребывания частиц топлива
в камере добиться наибольшей полноты сгорания в заданном объеме,
а во-вторых, путем омывайия топливом, прижимаемым основным потоком
продуктов сгорания к стенке камеры ниже отверстий, обеспечить ее внут-
внутреннее охлаждение [61, л. 17, 19].
Сопло двигателя имело кожух для проточного охлаждения жидким
кислородом.
В ходе огневого испытания, состоявшегося 25.V 1933 г., двигатель
развил максимальную тягу в 250 кгс B460 Н) при давлении в камере
11 кгс/см2 A,12 МПа), и, проработав 19 с, прогорел в нижней ее части
[61, л. 19, 20; 70, л. 26]. По результатам испытаний был сделан правиль-
правильный вывод о том, что "частичное омывание кислородом" внутренней
поверхности камеры способствовало ее прогару. Кроме того, отмечалось,
что сгорание топлива было неполным и двигатель был признан неудовлет-
неудовлетворительным.
Третий вариант двигателя (рис. 21 &) имел грушевидной формы ка-
камеру сгорания, которая, так же как и сопло, была облицована огнеупор-
огнеупорным материалом. Стальная головка была выполнена в форме параболои-
параболоида, и на ней по четырем меридиональным сечениям располагались отвер-
отверстия (на рис. 27а не показаны), просверленные "по касательной к внут-
внутренней ее поверхности" и предназначавшиеся для подачи топлива. Всего бы-
было 38 отверстий для подачи спирта и 34 -для подачи кислорода [61, л. 26;
70, л. 3]. Предполагалось, что при таком способе подачи топлива будет
осуществляться хорошее перемешивание его компонентов, с одной сторо-
57

Р и с. 27. Схема охлаждения камеры двигателя 12к
а — третий вариант; б — четвертый вариант
ны, а с другой стороны, будет создан экран из струй топлива, направлен-
направленных вдоль стенок, который будет обеспечивать их охлаждение изнутри
[61, л. 26].
Первое огневое испытание этого двигателя состоялось 8 марта 1935 г.
Оно показало, что двигатель удовлетворительно проработал в течение
27 с, развив при этом среднюю тягу в 300 кгс B940 Н) при давлении
в камере порядка 14 кгс/см^ A,43 МПа) [61, л. 28; 70, л. 12].
В ходе второго испытания, проведенного 24 апреля, двигатель прора-
проработал 50 с без прогара, но керамика имела значительные разрушения.
Тяга составила 256 кгс B500 Н) при давлении в камере 12—13 кгс/см2 A,22—
1,33 МПа) (при расчетном давлении, равном 15 кгс/см2 A,53 МПа) удельный им-
импульс достигал 172 с* A690 м/с) [61, л. 31 ]).
Всего с этим ЖРД было проведено 15 испытаний, в ходе которых дли-
длительность его работы доходила до 70 с [61, л. 37].
Этот вариант двигателя начал испытываться раньше двигателя второго
варианта, но, когда исследователи узнали о том, что внутреннее охлажде-
*В работе [61, л. 31] отмечалось, что удельный импульс находился в пределах
190—200 с, но приведенные там же данные по величинам тяги и секундному расходу
топлива дают значение 1уд = 172 с, которое и приводится здесь.
58

ние кислородом способствует прогару, в систему охлаждения ЖРД третьего
варианта не было внесено соответствующих корректив и он по-прежнему
охлаждался изнутри обоими компонентами.
Четвертый вариант (рис. 27,6) отличался от предыдущего в основном
тем, что сопло не имело керамики и охлаждалось спиртом. При огневом
испытании, состоявшемся 4.Х 1935 г., оно прогорело через 6 с [62, л. 50]
в связи с тем, что, как было записано в протоколе, материал сопла имел
низкую теплопроводность [61, л. 50]. При этом в дальнейшем предпола-
предполагалось делать сопло из меди. Однако это решение вряд ли было оправда-
оправдано: использование меди не уменьшило бы трудности охлаждения* —
сопло прогорело потому, что скорость протекания спирта была недоста-
недостаточной, а толщина его стенки, по-видимому, была завышена.
Так как в распоряжении исследователей не оказалось красной меди,
последующие работы проводились с ЖРД третьего варианта, который
в конечном итоге был признан надежным при работе в течение 40 с** [61,
л. 50].
В 1936 г. в спиртокислородной бригаде РНИИ под руководством
Л.С. Душкина разрабатывался также двигатель 205, предназначавшийся
для ракет. Он должен был развивать тягу в 100 кгс (980 Н) при давлении
в камере 13 кгс/см2 A,33 МПа), иметь удельный импульс порядка 215 с
B105 м/с) и работать непрерывно в течение 35 с [74, л. 16]. Двигатель
проектировался в двух основных вариантах (рис. 28), хотя впоследствии
каждый из них имел ряд модификаций, обусловленных изменениями,
вносимыми в конструкцию в ходе его отработки.
Первый вариант (рис. 28,а) имел весьма перспективную систему
охлаждения и, казалось бы, должен был бы стать переломным в развитии
методов охлаждения. Двигатель имел эллипсоидную камеру сгорания***,
заключенную в кожух с зазором 2 мм. В зарубашечное пространство со
стороны среза сопла впервые подавался не кислород, а спирт. В головке,
представлявшей собой шаровой сегмент, в меридиональных плоскостях
были просверлены четыре ряда отверстий диаметром 0,5 мм по 9 в каждом
ряду. Отверстия были направлены по касательной к внутренней поверхно-
поверхности головки и служили для создания внутренней завесы горючего [74,
л. 16]. Кислород поступал в камеру через единичную форсунку, располо-
расположенную в центре головки.
Таким образом, на этом ЖРД была реализована система комбиниро-
комбинированного охлаждения, впоследствии нашедшая широкое применение (с
некоторыми отличиями) на многих современных двигателях. Но разу-
разумеется, специалисты того времени не могли этого знать, и только практи-
практический опыт мог позволить им сделать вывод о степени перспективности
использованных решений.
Огневые испытания этого двигателя логично привели еще к одному
существенному усовершенствованию системы охлаждения. Действительно,
при испытании, состоявшемся 7 сентября 1936 г., через 17 с работы дви-
двигатель, развив тягу примерно в 35 кгс C44 Н), прогорел в районе крити-
критического сечения сопла. По результатам опыта был сделан правильный
* Плотность теплового потока в стенки был достаточно низким, и можно было
использовать сталь. При_ применении меди тепловой поток к хладагенту возрос бы,
что привело бы к дополнительным трудностям в решении проблемы охлаждения.
**24. IV 1936 г. состоялся запуск стратосферной ракеты "Авиавнито", на которой
был установлен третий вариант ЖРД 12к [38, л. 793 ].
*** Специалисты РНИИ последовательно испытали камеры сгорания различной
формы, пытаясь таким путем найти наиболее оптимальную с точки зрения полноты
сгорания топлива.
59

Рис. 28. Схема охлаждения двигателя 205
а — первый вариант; б — третий вариант
вывод о том, что скорость протекания спирта оказалась недостаточной
[74, л. 62]. К этому времени благодаря опытам, проведенным в мотор-
моторной лаборатории РНИИ, исследователи знали, что расхода спирта вполне
хватает для того, чтобы обеспечить общий теплосъем с сопла [74, л. 62].
Однако они не знали, какой должна быть скорость спирта, чтобы избежать
местного перегрева в районе его критического сечения. Поэтому эту ско-
скорость они начали отыскивать экспериментально во время огневых испы-
испытаний.
Уменьшив несколько зазор охлаждающего тракта, в тот же день (т.е.
7 сентября) было проведено второе испытание, закончившееся прогаром
сопла через 20 с [74, л. 63]. Исследователи сделали вывод о том, что необ*
ходимо увеличить скорость протекания спирта до 15—20 м/с. Но для этого
требовалось обеспечить весьма малый зазор, что технологически трудно
было сделать. Выход из этого положения был найден и состоял во введе-
введении на внешней поверхности сопла винтовой нарезки, подобно тому как
это делалось на ЖРД В.П. Глушко ОРМ-65, Нарезка выполнялась в двух
вариантах; она была одно- или двухходовой. Ее применение было весьма
важным усовершенствованием охлаждающего тракта двигателя 205.
Прежде чем продолжить рассмотрение работ по этому двигателю, целе-
целесообразно сказать несколько слов о его втором варианте. Он имел дюра-
дюралевую камеру сгорания яйцевидной формы, облицованную изнутри, вплоть
до критического сечения сопла, огнеупорным материалом. Стальное сопло
охлаждалось спиртом, который вводился в рубашку у его среза. В голов-
головке, так же как на двигателе первого варианта, было просверлено восемь
60

рядов отверстий, причем четыре ряда служили для подачи горючего и
четыре — для окислителя. Меридиональные плоскости, в которых распо-
располагались отверстия, в нижней части головки были смещены на 45° по
отношению к отверстиям в верхней ее части. Отверстий для ввода кисло-
кислорода насчитывалось 48 шт., по 12 шт. в каждом ряду, спирт подавался
через 36 шт. отверстий, по 9 шт. в каждом ряду [74, л. 25]. Ряды отвер-
отверстий для горючего и окислителя чередовались.
Таким образом, система охлаждения этого двигателя была в основном
подобна той, которая применялась на четвертом варианте ЖРД 12к.
В ходе огневых испытаний, начавшихся 21.X 1936 г., на сопле этого
двигателя, так же как и на ЖРД первого варианта, была сделана винтовая
нарезка [74, л. 98], и дальнейшие работы, сосредоточившиеся на совер-
совершенствовании охлаждения сопла, на двигателях обоих вариантов допол-
дополняли друг друга.
Первоначально нарезка не доходила до критического сечения сопла,
но ее введение увеличило время непрерывной работы до 35-40 с [74,
л. 105], причем прогары наступали выше места, где она кончалась. Не-
Несмотря на технологические трудности, встретившиеся на пути создания
оребрения в районе критического сечения, все-таки эта задача была в конце
концов решена, но двигатели опять прогорали и опять точка прогара была
выше нарезки, переместившись на камеру сгорания. Казалось, сама при-
природа подсказывает исследователям логичное решение — сделать оребрен-
ный охлаждающий тракт по всей камере. Однако, к сожалению, этого не
произошло. По-видимому, чистый прагматизм сыграл здесь свою роль.
Двигатель по времени непрерывной работы перекрыл требования техни-
технического задания, в соответствии с которым он, как уже отмечалось, дол-
должен был работать всего 35 с, и дальнейшие работы по нему были пре-
прекращены*.
К сказанному следует только добавить, что второй вариант этого ЖРД,
имевшего оребренное сопло, стал называться двигателем третьего вари-
варианта (рис. 28,6). Он развивал тягу 94 кгс (920 Н) при удельном импуль-
импульсе 213 с B090 м/с) [74, л. 192].
Итак, перспективность системы охлаждения ЖРД первого варианта
осталась незамеченной, а открывавшиеся потенциальные возможности
решения проблемы охлаждения остались нереализованными.
Третьим спиртокислородным двигателем, разработанным в середине
30-х г. в РНИИ, был ЖРД 208 М.К. Тихонравова. Он должен был разви-
развивать тягу 150—160 кгс A470—1570 Н) при давлении в камере 20 кгс/см2
B,04 МПа), работая непрерывно в течение 75-100 с [77, 63].
Двигатель был изготовлен в двух вариантах. Первый из них имел систе-
систему охлаждения, такую же, как на ЖРД 12к (четвертого варианта), но ряд
отверстий для подачи топлива был заменен на нем сплошной щелью шири-
шириной 0,37 мм. Стальная камера сгорания также имела облицовку из окиси
магния, медное сопло выполнялось в двух вариантах: гладкое и оребрен-
оребренное, и охлаждалось спиртом, вводимым в рубашку у его среза по каса-
касательной к внутренней стенке.
Второй вариант ЖРД 208 предназначался для проверки идеи предвари-
предварительного подогрева топлива. Двигатель имел камеру сгорания с таким
же соплом, как у ЖРД первого варианта. Для подогрева жидкого кисло-
* Вообще говоря, увеличивать время непрерывной работы двигателя сверх огово-
оговоренного в техническом задании специалистам было не выгодно, так как для этого
нужно было предусмотреть охлаждающий тракт не только на сопле, но и по всей
длине камеры, что приводило к повышению гидравлических потерь в тракте, а зна-
значит, и к повышению давления подачи топлива.
61

рода служила форкамера, имевшая одну форсунку для его подачи в ка-
камеру. В форкамеру через боковые отверстия впрыскивалось также не-
немного спирта, за счет горения которого должен был испаряться кислород.
Форсунки для основного потока спирта располагались в начале камеры
сгорания. Двигатель был изготовлен из меди и полностью (камера сгора-
сгорания, сопло и часть форкамеры) охлаждался спиртом [62; 77, л. 5-19].
В ходе огневых испытаний он работал максимум 30 с и по существу
превратился в экспериментальную установку по проверке различных
технических решений.
Следует отметить, что в 1935-1936 гг. в РНИИ проводились подгото-
подготовительные работы, направленные на создание двигателя по проекту
П.И. Шатилова. Этот ЖРД должен был работать на бензине и кислороде
или на метане и кислороде, отличие его от двигателей, существовавших в
то время, должно было состоять в следующем:
во-первых, топливо в камеру должно было подаваться не в жидком,
а в газообразном виде, что, по мнению конструктора, привело бы к устой-
устойчивому процессу горения;
во-вторых, теплозащита стенок камеры должна была осуществляться
с помощью своего рода дискретного охлаждения, для реализации которого
предполагалось вводить топливо внутрь камеры через систему специаль-
специальным образом расположенных по ее поверхности отверстий;
в-третьих, подача топлива должна была производиться с помощью на-
насоса, приводимого в движение турбиной, работающей на продуктах сго-
сгорания [30, л. 4].
Однако из-за большой загрузки производственных мощностей, из-за
наличия в одном образце большого числа не опробованных технических
решений и, как следствие этого, из-за неясных перспектив в получении
позитивных результатов работы по созданию этого весьма интересного
двигателя были прекращены.
Такое решение было вполне правильным, так как все идеи П.И. Шати-
Шатилова по этому двигателю, многие из которых были известны и раньше,
не соответствовали объективно существовавшей логике развития ракет-
ракетного двигателестроения того времени. Создание такого двигателя в 30-е гг.
привело бы к распылению и без того незначительных сил и средств и не
привело бы к прогрессу в этом развитии.
Двигатели 12к, 205, 208 определяли собой уровень развития спирто-
кислородных ЖРД у нас в стране в середине 30-х гг.
При исследовании спиртокислородных двигателей второго поколе-
поколения был сделан определенный шаг вперед в разработке систем охлаждения.
Во-первых, началось применение на этих ЖРД внутреннего охлаждения,
что являлось прогрессивным решением, хотя в ряде случаев конструктив-
конструктивное оформление этого метода — использование для завесы обоих компо-
компонентов — имело очевидные недостатки; во-вторых, был сделан переход
к использованию в качестве хладагента водного раствора спирта, обладав-
обладавшего лучшими характеристиками по сравнению с жидким кислородом,
применявшимся на ЖРД первого поколения, и, наконец, было введено
оребрение сопла, что позволяло интенсифицировать процесс теплоотдачи
к хладагенту, а также облегчало технологические трудности создания
двигателей с весьма малыми зазорами охлаждающего тракта.
На рассматриваемом этапе шел поиск работоспособной системы охлаж-
охлаждения, который заключался в последовательном опробовании различных
сочетаний отдельных методов охлаждения камеры сгорания и сопла.
Заканчивая рассмотрение особенностей перехода в разных странах
к использованию методов динамического охлаждения, отметим следующее.
62

различные специалисты в начале рассматриваемого здесь периода пы-
пытались, как уже было сказано в начале раздела, охладить камеры сгорания
своих двигателей с помощью либо одного только внутреннего охлаждения
(р. Годдзрд, В.П. Глушко), либо одного только внешнего охлаждения
(Е. Зенгер, специалисты Германии, Австрии, ГИРД — спиртокислородной
группы РНИИ). При этом только в СССР в процессе развития выбранные
методы охлаждения дополнялись другими. Так, например, на двигателях
В.П. Глушко помимо внутреннего охлаждения начало применяться внеш-
внешнее регенеративное охлаждение сначала сопла, а затем и камеры сгорания;
специалисты спиртокислородной группы постепенно дополнили внешнее
охлаждение внутренним, широко применяя при этом огнеупорные мате-
материалы. В результате успехи советских специалистов в решении проблемы
охлаждения ЖРД были выше, чем в других странах. Достаточно сказать,
что двигатель ОРМ-65 был первым и единственным в то время ЖРД, имев-
имевшим стационарное охлаждение. Двигатели спиртокислородной группы
РНИИ надежно работали в течение 40 с, а при 5% разрушении керамики
время их работы достигало 60 с, что было недостижимым для многих
ЖРД, созданных за рубежом. Вместе с тем практический опыт наглядно
показал, что решение проблемы теплозащиты стенок камер ЖРД с помо-
помощью существовавших в то время огнеупорных материалов было тупико-
тупиковым направлением.
Большое время непрерывной работы имели также двигатели Е. Зенге-
ра, но методы их охлаждения ни в какое сравнение не шли с теми, кото-
которые применялись у нас в стране. Как уже было сказано, Е. Зенгер охлаждал
свои двигатели с помощью либо воды, либо нелимитированного расхода
топлива — метод, который, по существу, снимал все трудности решения
проблемы охлаждения и считался советскими специалистами неприем-
неприемлемым. Так, например, В.П. Глушко и Г.Э. Лангемак в 1936 г. писали,
что: "... для ракетного двигателя нецелесообразно применять обычное
проточное водяное охлаждение наружных стенок, тем более что это свя-
связано со значительными тепловыми потерями" [22, с. 99].
Р. Годдард, используя в качестве основного одно только внутреннее
охлаждение, не мог обеспечить не только стационарного охлаждения, но
и даже более или менее длительной работы своих ЖРД, время которой
составляло максимум 35—40 с.
Отставали в решении проблемы охлаждения специалисты АРО и Герма-
Германии, которые хоть и создали двигатели, охлаждаемые полностью с помощью
проточного регенеративного охлаждения, тем не менее решали пока
еще достаточно скромные задачи.
2.3. СОЗДАНИЕ ЖРД СО СТАЦИОНАРНЫМ ОХЛАЖДЕНИЕМ
(конец 30-х — середина 40-х гг. XX в.)
2.3.1. Появление прикладных научных исследований
теплопередачи в ЖРД
В 1938 г. М.К. Тихонравов, оценивая положение дел в области ракетного
двигателестроения, писал: "Конструирование ракетного двигателя невоз-
невозможно без изучения тех явлений, которые сопровождают его работу. Метод
изучения этих Явлений на двигателе, предназначавшемся к сдаче в экс-
эксплуатацию, является ошибочным. В этом случае изучение работы двигателя,
безусловно, является поверхностным, так как не позволяет распространить
результаты эксперимента на достаточно широкую область. Последнее
необходимо для правильных обобщений и определения тех или иных
63

закономерностей. К сожалению, в огромном большинстве случаев работа
в прошлые годы протекала именно так, и поэтому результаты ее оказались
с многочисленными пробелами" [80, с. 652].
Это мнение М.К. Тихонравова поддерживали и другие ученые РНИИ,
и в результате этого у нас в стране в конце 30-х гг. изменился методи-
методический подход к проектированию ЖРД. Советские исследователи начали
проводить как теоретические, так и экспериментальные научные исследова-
исследования, в том числе и в области охлаждения ЖРД.
В 1936 г. М.К. Тихонравов предпринял попытку усовершенствовать
методику расчета теплопередачи в ЖРД [67], предложенную в свое время
Ф.А. Цандером.
С точки зрения расчета коэффициентов конвективной теплоотдачи
от продуктов сгорания к стенке и от стенки к жидкости Тихонравов не
внес, по существу, ничего нового, предлагая использовать для этой цели
формулы, известные в теплотехнике того времени. Однако он впервые
попытался произвести расчет лучистой составляющей теплового потока,
поступающего в стенку ЖРД.
С этой целью он использовал формулы, рекомендованные Г. Гребером
[26, с. 239] для расчета лучистого теплообмена в обычных пламенных
печах, т.е. для температур значительно более низких, чем в камерах ЖРД,
и для парциальных давлений газов, приведенных к общему давлению
смеси, равному 1 атм. Разумеется, что расчеты по этим формулам были
неточны, но это обстоятельство было менее существенным по сравнению
с погрешностями в вычислении конвективного теплового потока от газов.
Поэтому не случайно результаты сравнения расчетов по этой методике
с результатами экспериментов привели ученого к выводу о том, что:
"Расчетный путь для решения ее (проблемы теплопередачи. - Г.С.) в
настоящее время не может претендовать на какую-либо точность, во-пер-
во-первых, ввиду высоких температур, которые мы имеем в камере сгорания
и при которых совершенно неизвестны, например, законы лучеиспускания,
и, во-вторых, ввиду полного отсутствия знания коэффициентов тепло-
теплопередачи, необходимых для расчета" [80, с. 677].
После получения отрицательных результатов при попытке создать ме-
методики, дающие удовлетворительную точность расчета, в РНИИ начались
экспериментальные исследования процесса теплопередачи в ЖРД.
Следует отметить, что попытки измерения теплового потока, поступаю-
поступающего в стенку спиртокислородных двигателей, начались еще в 1936 г.
[80, с. 688]. Такие исследования проводились на ЖРД 46к, 205, а также
на экспериментальном медном сферическом двигателе. Все эти опыты
имели несколько недостатков: во-первых, замер теплосъема производился
на двигателе, не вышедшем на установившийся режим теплопередачи;
во-вторых, не ставилась цель выяснить какие-либо закономерности связи
условий теплопередачи с давлением в камере и с величиной ее объема;
в-третьих, замерялось лишь суммарное количество теплоты, поступавшее
на всю поверхность сопла.
Первое систематическое исследование, направленное на установление
минимальных величин тяги при давлениях 10 A,02 МПа) и 20 кгс/см2
B,04 МПа), при которых возможно обеспечить теплосъем с поверхности
медного сферического спиртокислородного двигателя одним или двумя
компонентами топлива, было проведено в 1938 г. под руководством
М.К. Тихонравова [80].
Основным результатом этих опытов стало понимание того обстоятель-
обстоятельства, что двигатели малых тяг следует охлаждать двумя компонентами
топлива одновременно: сопло — спиртом, камеру сгорания — жидким
64

кислородом. Кроме того, была установлена величина минимальной тяги
ЖРД ПРИ давлениях в камере, равных 10 A,04 МПа) и 20 кгс/см2
B,04 МПа), при которой возможно перейти на охлаждение одним спиртом.
В том же году подобные эксперименты, но для цилиндрических сталь-
ИЬ1Х камер, работавших на азотной кислоте и керосине, были проведены
Л.С Душкиным, предложившим в результате охлаждать камеру сгорания
азотной кислотой, а сопло — керосином [32, л. 24].
Эти исследования специалистов РНИИ оказали заметное влияние на
пути развития в СССР методов охлаждения ЖРД.
Разумеется, что кроме исследований процессов теплопередачи проводи-
проводились и другие научные работы, например, по изучению различных топлив
[4], отысканию наиболее благоприятных условий смешения и воспламене-
воспламенения компонентов топлива и пр.
К концу 30-х гг. специалистам стало понятно, что возможности увеличе-
увеличения, времени непрерывной работы ЖРД с керамическими покрытиями
исчерпаны и дальнейшие успехи в этом направлении возможны лишь при
условии улучшения качества огнеупорных материалов. Следствием этого
стали первые договоры со специализированными научно-исследовательски-
научно-исследовательскими организациями о проведении соответствующих исследований. Такие
работы проводились в соответствии с договором, заключенным между
КБ-7, РНИИ и Украинским НИИ огнеупоров соответственно в феврале
и ноябре 1939 г. [59, л. 1, 62].
В середине 30-х гг. начались первые научные исследования и в Герма-
Германии, где к различным проблемам ЖРД были привлечены ученые университе-
университетов; они проводили исследования регенеративного охлаждения, изучали
процесс распыления компонентов топлива и условия эффективности его
сжигания [244, с. 284-285]. Кроме того, велись исследования в области
жидких топлив, керамических огнеупорных и пористых материалов [47].
Начало научных исследований по ЖРД в США было связано не с именем
Годдарда, не с именами специалистов Американского ракетного общества,
а с именами ученых Калифорнийского технологического института, рабо-
работавших под руководством Теодора фон Кармана. В 1936 г. специалисты
этого института* выпустили сборник статей, в которых, в частности,
рассматривались и отдельные теоретические вопросы ЖРД [49, с. 78]. В
1938 г. Парсоном, Форменом и Малиной были начаты экспериментальные
исследования в области ракетного топлива. Позже к этим работам при-
присоединился Саммерфилд [203, с. 159], который вместе с Сейфертом в
1942 г. начал широкие исследования по регенеративному охлаждению ЖРД
[203, с. 161]. В этом же году группой Кармана былл начаты исследования
в области материалов, причем изучались стали, алюминиевые и магниевые
сплавы, керамика и материалы, изготовленные методами порошковой
металлургии [203, с. 161-162].
В ходе практических работ по ЖРД специалисты столкнулись с новой
для них проблемой неустойчивого процесса горения и начали ее исследо-
исследовать теоретически и экпериментально, причем Карман и Саммерфилд
продолжали работать в этой области и в последующие годы [203, с. 173].
К концу второй мировой войны группой Кармана в области регенератив-
регенеративного охлаждения был изучен вопрос о влиянии распыла топлива на процесс
горения и теплоотдачу, изучалось пленочное охлаждение красной дымящей
азотной кислотой, а также углеводородным компонентом [203, с. 175—
176].
* Впоследствии была организована Лаборатория реактивного движения при Кали-^
форнийском технологическом институте.
5.Зак 1830 65

По-видимому, в 40-е гг. проводились научные исследования и в Аннаполи-
се (штат Мэриленд), где на военно-морской инженерной эксперименталь.
ной станции работали ракетные исследовательские группы Р.К. Труэкса и
Р. Годдарда.
2.3.2. Работы по созданию ЖРД со стационарным охлаждением
В ходе работ по ЖРД ОРМ-65 не ставилась задача реализации стационар-
стационарного охлаждения камеры, хотя при давлении в камере, составляющем
8—10 кгс/см2, такое охлаждение было достигнуто. Найденный в РНИИ в
ходе научных исследований метод охлаждения посредством обоих компо-
компонентов топлива позволял такую задачу поставить, и с целью ее решения
в 1938 г. этот метод был применен на экспериментальных двигателях.
Один из этих двигателей работал на жидком кислороде и этиловом спирте
и имел тягу 150—175 кгс A470-1720 Н), два других — на азотной кислоте
и были рассчитаны на тягу 150 A470 Н) и 300 кгс B940 Н) соответственно.
Следует отметить, что удачная конструкция ОРМ-65 послужила основой
конструкции и данных двигателей. Действительно, если до этого времени
специалисты спиртокислородной группы РНИИ выбирали "экзотические"
по форме камеры сгорания (грушевидная, эллипсоидная и пр.), то новые
двигатели имели уже цилиндрическую форму камеры (как у ОРМ-65),
если раньше на двигателях применялись струйные форсунки, то теперь
(на ЖРД РДА-1-150, РДК-1-150) * - центробежные и т.д.
Вместе с тем на новых ЖРД имелись и некоторые отличия от ОРМ-65.
Для того чтобы избежать нагрева форсуночной головки, исследователи
применили охлаждение "паровой подушкой" [63Г» л. 40], известное им
из предшествующих работ по спиртокислородным ЖРД. Для реализации
этого метода, например на РДК-1-150, исследователи разместили на полу-
полусферической головке нормально к ее поверхности 12 центробежных форсу-
форсунок для кислорода, расположив их по ее периферии на равном расстоянии
друг от друга, и шесть форсунок горючего, размещенных в центре головки.
При работе двигателя топливо и его пары защищали головку, температура
которой не повышалась выше 80°С [63, л. 25].
Если бы в то время были бы проведены соответствующие научные
исследования по изучению влияния конструкции форсуночной головки на
теплопередачу, то специалисты, наверное, поняли бы, что, решив таким
образом проблему ее охлаждения, они ликвидировали внутреннее охлажде-
охлаждение камеры, существовавшее на ЖРД ОРМ-65. Однако таких исследований
не проводилось и вновь, уже в который раз, этот метод (внутреннее охлаж-
охлаждение) не был по достоинству оценен (или даже оказался незамеченным,
несмотря на то, что практически применялся на ряде двигателей).
На всех указанных новых двигателях форсунки окислителя располага-
располагались, как уже было сказано, на периферии головки и направляли струю в
центр камеры, где происходило перемешивание компонентов топлива.
Непосредственно на стенке, по-видимому, возникало изменяющееся во
времени различное соотношение компонентов, или другими словами,
внутреннее охлаждение не было организовано.
В соответствии с результатами проведенных научных исследований все
* По ряду причин дальнейшие работы по азотно-кислотным двигателям в РНИИ
проводились специалистами спиртокислородной группы. Спиртокислородный двига-
двигатель РДК-1-150 разрабатывался под руководством Л.С. Душкина и В.А. Штоколова,
азотно-кислотный ЖРД РДА-1-150 — под руководством Л.С. Душкина и А.В. Палло,
ЖРД РДА-1-300 был разработан Л.С. Душкиным.
66

Рис. 29. Схема охлаждения камеры ЖРД РДА-1-150
три двигателя охлаждались с помощью обоих компонентов топлива. Так,
например, ЖРД РДК-1-150 имел рубашку охлаждения, подобную ОРМ-65,
для протекания по соплу спирта, а по камере — жидкого кислорода.
Оребренный охлаждающий тракт был четырехзаходным, в районе сопла
располагался вкладыш. Внутренняя стенка камеры была медной, что
несколько ухудшало характеристики двигателя, так как для ее охлаждения
требовалась более высокая скорость хладагента, чем, например, для случая
стальной стенки.
Этот ЖРД в мае 1938 г. прошел первые огневые испытания, которые показали, что
время его непрерывной работы составляло 3 мин [63, л. 25]. С одним экземпляром
было проведено 20 испытаний с суммарной наработкой 30 мин. В ходе пятого огнево-
огневого испытания, состоявшегося 27 сентября, двигатель при давлении в камере
10,5 кгс/см2 A,07 МПа) развил тягу 150 кгс A470 Н) при удельном импульсе 210 с
B060 м/с) [64, л. 31].
Испытания двигателя РДА-1-150 (рис. 29) начались во второй половине
1938 г. Его тяг? составила 145 кгс A420 Н) при давлении в камере
18 кгс/см2 A,84 МПа) и удельном импульсе, равном 194 с A900 м/с)*
[66, л. 4]. С этим двигателем были проведены летные испытания —он был
включен при полете ракетоплана РП-318 в феврале 1940 г. и обеспечил
при этом прирост скорости 40 км/ч. "
С использованием опыта работ по этому ЖРД был создан двигатель
РДА-300, который с конструктивной точки зрения лишь незначительно от
него отличался. Его тяга по сравнению с РДА-1-150 была увеличена вдвое,
форсунки были шнековые (по 4 для каждого компонента), обеспечи-
обеспечивавшие лучшее распыление и перемешивание топлива, кроме основных
имелись также и пусковые форсунки, использование которых позволяло
повысить надежность запуска двигателя. В ходе испытаний он развивал
тягу порядка 280 кгс B750 Н) при удельном импульсе 207 с** B040 м/с)
при давлении в камере примерно 20 кгс/см2 B,04 МПа) [42, л. 10; 64].
Итогом работ, проведенных в СССР в 30-е гг., стало то обстоятельство,
что, несмотря на все трудности, советские специалисты, получив суще-
существенный опыт, научились создавать двигатели, имевшие стационарное
охлаждение. В результате они вплотную подошли к решению задачи о
* По данным [42, л. 6], его тяга составляла 148 кгс A450 Н), удельный импульс
198 с A940 м/с) при давлении в камере 18 кгс/см2 A,84 МПа).
** Удельный импульс в ходе огневых испытаний находился в пределах 197—207 с
A935-2040 м/с) [64, л. 27 J.
67

разработке двигателя, который можно было бы использовать в качестве
основной силовой установки самолетов.
Первый шаг на этом пути был сделан с разработкой П.С. Душкиным
ЖРД Д-1-А-1100, который должен был иметь номинальную тягу 1100 кгс
A0,8 кН) и минимальную 400 кгс C,93 кН) при работе на азотной кислоте
и керосине [42, 43]. Этот двигатель предназначался для перехватчика
конструкции А.И. Березняка и А.И. Исаева. По существу, он представлял
собой увеличенный образец ЖРД РДА-300. Однако это увеличение должно
было закономерно приводить и к некоторым качественным изменениям.
Так, например, увеличение тяги и времени работы двигателя должны
были приводить к повышению объема топливных баков, которые при
вытеснительной системе подачи становились излишне тяжелыми. Поэтому
группа сотрудников Л.С. Душкина начала работы по созданию поршнево-
поршневого топливного насоса, приводимого сжатым воздухом. Кроме того, с
увеличением объема камеры увеличивался и расход топлива. Следова-
Следовательно, необходимо было принять меры к тому, чтобы скорость хладагента
в охлаждающем тракте не увеличивалась из-за повышения этого расхода.
Так как параметры охлаждающего тракта были найдены эмпирически в
ходе предшествующих работ, Л.С. Душкин решил их не менять и для
поддержания выбранной скорости хладагента увеличить число заходов
охлаждающего тракта до шести.
К сожалению, работы по насосной системе подачи затянулись, и поэтому
было решено установить на перехватчике двигатель с вытеснительной сис-
системой. Этот самолет, пилотируемый летчиком Г.Я. Бахчиванджи, совершил
первый полет 15.Х 1942 г.
При создании своих последующих двигателей Л.С. Душкин практически
не занимался совершенствованием конструкции системы охлаждения,
сосредоточив свои усилия на разработке турбонасосной системы подачи
топлива.
Некоторые усовершенствования в систему охлаждения ЖРД были внесе-
внесены специалистами отдела двигателей, созданного в ОКБ В.Ф. Болховитинова
и руководимого A.M. Исаевым. На двигателе РД*1, создававшемся на осно-
основе Д-1 -А-1100, сопло, имело нарезку с переменным шагом так, что в крити-
критическом сечении скорость охлаждающей жидкости была максимальной,
нитка резьбы по всей длине сопла была перпендикулярна к его стенке, а
не к оси двигателя, как было раньше, что позволило сделать стенку тонь-
тоньше и одновременно увеличить ее жесткость. В результате деформация
сопла в процессе работы двигателя уменьшилась и хладагент не так сильно
протекал в образовывавшиеся щели поверх резьбы [35, с. 25]; более
тонкая стенка способствовала лучшей теплопередаче, и надежность
охлаждения сопла повышалась.
В 1939 г. В.П. Глушко сосредоточил свои усилия на создании ЖРД —
ускорителей для самолетов. В 1940 г. он разработал однокамерный дви-
двигатель тягой 300 кгс, имевший насосный агретат с приводом от основного
двигателя и работавший на азотной кислоте и керосине*.
Камера была выполнена со спиральным оребрением и охлаждалась
обоими компонентами топлива. Это охлаждение имело одну особенность:
В.П. Глушко предпринял попытку интенсифицировать процесс теплоотдачи
к хладагенту путем непосредственного воздействия на пограничный слой
жидкости. С этой целью в охлаждаемой стенке камеры он предусмотрел
систему мелких отверстий, через которые керосин, протекающий по рубаш-
рубашке, частично вспрыскивался в камеру сгорания. Другими словами, происхо-
* Камера в 1942 г. прошла стендовые доводочные испытания, наработав 1 ч 10 мин.
68

дило сдувание пограничного слоя хладагента (керосина) в камеру, где
его пары создавали защитную завесу, дополнительно предохраняя стенку
от воздействия высоких температур (практическая проверка этого метода
не проводилась).
Несколько по-другому интенсифицировался процесс теплоотдачи в райо-
районе сопла, охлаждаемого азотной кислотой. Утончение пограничного слоя
здесь осуществлялось турбулизацией потока хладагента путем вспрыски-
вспрыскивания в охлаждающий тракт кислоты через специальную систему
жиклеров в разъемном вкладыше [56, с. 726].
В 1942—1943 гг. успешно прошел стендовые и летные испытания одно-
однокамерный двигатель В.П. Глушко РД-1 с тягой 300 кгс* B,95 кН), на кото-
котором также были сделаны оригинальные нововведения в системе охлажде-
охлаждения.
Камера этого ЖРД (рис. 30) состояла из камеры зажигания и собствен-
собственно камеры сгорания с соплом. Камера зажигания имела разъем; ее перед-
передняя половина была оребренной и охлаждалась воздухом, использовавшим-
использовавшимся в системе подачи топлива; задняя половина и головка камеры до форсу-
форсуночного разъема — керосином, камера сгорания и сопло охлаждались
азогной кислотой. Как показано в работе [53, с. 218], интенсификация
теплоотдачи к хладагенту на наиболее теплонапряженном участке — крити-
критическом сечении сопла — осуществлялась путем отсоса хладагента через
систему отверстий, просверленных в алюминиевом вкладыше сопла, из
области повышенного в область пониженного давления, т.е. путем отсоса
части кислоты из пограничного слоя с целью его утончения.
Максимальная продолжительность непрерывной работы этого двигате-
двигателя, изготавливавшегося серийно, на полной тяге составляла 40 мин на
стенде и 10 мин в полете.самолета [56, с. 727].
В первой половине 40-х гг. В.П. Глушко создал целый ряд двигателей —
ускорителей самолетов: РД-1ХЗ, РД-2, трехкамерный ЖРД РД-3 с суммар-
суммарной тягой 900 кгс (8,8 кН); автономный двигатель РД-4 с тягой 1000 кгс
(9,8 кН), турбонасосный агрегат которого приводился в действие продук-
продуктами разложения перекиси водорода, а редуктор числа оборотов отличался
малым весом и габаритами в связи с переходом на высокооборотные
центробежные насосы для всех компонентов топлива [56, с. 734].
Как правило, все эти двигатели имели высокую надежность, во многом
обусловленную удачным решением проблемы охлаждения. Официальный
ресурс их камер достигал одного часа, а фактический — нескольких часов,
что было в то время весьма большой величиной.
Вместе, с тем следует отметить, что для повышения надежности своих
ЖРД конструктор не ограничивался совершенствованием лишь собствен-
собственно системы охлаждения, а проводил комплекс соответствующих меро-
мероприятий, включающий в себя поиск наиболее пригодных материалов,
совершенствование системы подачи и зажигания топлива, введение и
отработку автоматики управления работой двигателя и т.д.
В 1944—1945 гг. двигатели РД-1 проходили летные испытания на самоле-
самолетах-истребителях конструкции С.А. Лавочкина (Ла-7), А.С. Яковлева
(Як-3), П.О. Сухого (Су-6) и В.М. Петлякова (Пе-2).
Говоря о работах по созданию ЖРД со стационарным охлаждением,
следует хотя бы коротко остановиться на деятельности КБ-7, организо-
организованного в 1935 г.
В 1938 г. в этой организации был разработан ряд спи рто кисло родных
ЖРД. С точки зрения применявшейся системы охлаждения их можно раз-
* Более подробно об этом двигателе см. [53, с. 214—218; 56, с. 726—728].
70

р и с. 31. Один из вариантов двигателя М-29
делить на две группы: М-17* и М-17а име-
имели керамическую облицовку камеры сго-
сгорания и сопла; М-176, М-17в, М-17г, М-17д,
М-17е, М-29, М-29а, М-296, М-29в, М-29г со-
состояли из керамической камеры сгорания
и металлического сопла, охлаждаемого спир-
спиртом через оребренный (или гладкий) охлаж-
охлаждающий тракт [60, л. 17].
В КБ-7 большое внимание уделялось со-
совершенствованию огнеупорных материалов,
качество которых удалось несколько повы-
повысить. В работе [60, л. 28—29] приводятся
сведения о том, что в КБ-7 (по-видимому,
совместно со специалистами Харьковского
института огнеупоров) была изготовлена
керамика из химически чистой окиси магния
с длительным ее обжигом по специальной
программе. У сопел, облицованных этим
материалом, диаметр критического сечения
сопла увеличивался всего на 0,5—1,5 мм за
60-70 с работы двигателя.
Так как работы КБ-7 по своей тематике дуб-
дублировали работы РНИИ, в 1939 г. оно было
расформировано, а его материальная база
была передана в этот институт.
На основе ЖРД М-29 в РНИИ под руководством Л.С. Душкина был
создан двигатель М-29с, который имел цилиндрическую камеру сгорания**,
облицованную огнеупорным материалом, и цельнометаллическое сопло,
охлаждаемое спиртом через оребренный охлаждающий тракт (рис. 31).
При испытаниях этот ЖРД развивал тягу свыше 145 кгс A,42 кН), имел
удельный импульс 228 с B240 м/с) при давлении в камере около 17 кгс/см2
A,74 МПа) и работал непрерывно около 70 с [60, с. 31]. Однако в связи
с тем, что в РНИИ в то время были созданы более перспективные двигате-
двигатели, этот ЖРД не получил своего дальнейшего развития.
Весной 1944 г. в НИИ реактивной авиации было организовано двига-
двигательное ОКБ, руководителем которого стал A.M. Исаев [35, с. 32]. Сотруд-
Сотрудники этого ОКБ за короткий срок добились замечательных успехов в
разработке ЖРД и, в частности, в решении проблемы охлаждения, поэтому
целесообразно рассмотреть здесь их работы более подробно.
Прежде всего A.M. Исаев обратил серьезное внимание на отработку
форсуночной головки, Так как было замечно, что на тепловые потоки силь-
сильно влияет строение факела, определяемое расположением форсунок. В ходе
работ была установлена одна важная закономерность, сущность которой
заключается в том, что наличие в пристеночном слое продуктов сгорания
избытка окислителя увеличивает тепловой поток в стенку и, наоборот,
наличие на периферии головки форсунок горючего снижает этот поток
[35, с. 33].
Интересно, что еще при отработке двигателя РДК-1-150 было обнаруже-
обнаружено, что в местах, где окислитель попадает на стенку, наблюдается ее оплав-
* Двигатель М-17 был комбинированным, т. е. вначале он работал на порохе, а за-
затем автоматически переключался на работу на жидком топливе [79, л. 30].
**Ряд модификаций ЖРД М-29 имел коническую камеру сгорания.
71

ление, но в то время исследователи удовлетворились тем, что в результате
изменения угла наклона форсунок кислорода это явление было ликвиди-
ликвидировано, и не сделали тех выводов, к которым пришли специалисты ОКБ
A.M. Исаева.
Второе важное заключение, сделанное исследователями этого ОКБ
состояло в том, что шатровая головка дает сильное "жгутирование", т. е.'
большое насыщение компонентами топлива центра камеры ' в ущерб пери-
периферии, приводящее к потере удельного импульса [35, с. 33].
Эти результаты закономерно привели к тому, что уже на следующем
двигателе A.M. Исаева РД-1М головка была сделана плоской с шахматным
. расположением форсунок, причем каждая форсунка горючего находилась
в окружении четырех форсунок окислителя, а периферийные форсунки
окислителя были скошены и направляли поток в центр камеры [35, с. 34].
При такой конструкции головки на стенках камеры оказывался избыток
горючего, приводивший к снижению теплового потока от продуктов сго-
сгорания.
Выше уже отмечалось, что увеличение размеров камер двигателей вызы-
вызывало необходимость увеличивать и число заходов охлаждающего тракта
(при неизменных его размерах), так как в противном случае гидравличес-
гидравлические потери становились большими. Л.С. Душкин на ЖРД Д-1-А-1100, увели-
увеличив тягу по сравнению с двигателем РДК-300 почти в 4 раза, сделал, как
уже отмечалось, вместо четырехзаходного всего шестизаходный охлаждаю-
охлаждающий тракт. Гидравлические потери только на одном сопле этого двигателя
составляли довольно заметную величину 20,3 кгс/см2 B,07 МПа) [35,
с. 35].
A.M. Исаев на своем двигателе сделал сопло гладким, т. е. без оребрения,
а на камере сгорания была создана 24-заходная нарезка, служившая в
основном для обеспечения жесткости камеры. В результате гидравлические
потери в охлаждающем тракте стали составлять всего 3,7 кгс/см2 @,378 МПа)
[35, с. 35].
Умеренные тепловые потоки в стенку, обусловленные использованием
внутреннего охлаждения, а также достаточное количество расхода азотной
кислоты логично привели к отказу от охлаждения двумя компонентами
топлива и к переходу к использованию в качестве хладагента одного толь-
только окислителя. Это решение было в то время очень прогрессивным, так как
при охлаждении керосином на стенке откладывался кокс ("коксик")
[35, с. 35], постепенно, по мере его накопления, ухудшавший теплоотдачу
к хладагенту.
В июле 1946 г. двигатель РД-1М прошел стендовые испытания и начал
испытываться при наземных экспериментах на самолете [35, с. 32].
Весьма существенное достижение в области решения проблемы охлажде-
охлаждения было сделано на следующем двигателе, получившем индекс У-1250
("У" — упрощенный, 1250 — тяга в кгс).
В 1944 г. специалисты ОКБ изготовили камеру сгорания из листа вместо
применявшихся до этого точеных конструкций. При этом, как и следовало
ожидать, они столкнулись с трудностью фиксации зазора между стенками
камеры. Сначала была сделана попытка обеспечить фиксацию зазора охлаж-
охлаждающего тракта с помощью проволоки, расположенной продольно по
камере и приваренной к ней по концам. Однако такая камера в ходе огне-
огневого испытания потеряла устойчивость [35, с. 38; 9, с. 97]. После ряда
безуспешных попыток решить эту проблему была создана камера, у кото-
которой рубашка была приварена точечной сваркой к внутренней стенке через
промежуточные ленты, расположенные продольно по длине камеры [35,
с. 49-50].
72

Целесообразность этого решения в то время была далеко не столь оче-
очевидна, как это может показаться в настоящее время. Здравый смысл гово-
говорил, что такая конструкция должна неминуемо разрушиться из-за различ-
различного теплового расширения внутренней, "горячей" и внешней, "холодной"
стенок двигателя. Однако практика показала, что такая конструкция хо-
хорошо работает. При этом оказалось, что внешняя стенка воспринимает
часть нагрузки от давления хладагента на внутреннюю стенку, которую в
результате можно было делать достаточно тонкой. В настоящее время
камеры, у которых внутренняя и внешняя стенки тем или иным способом
связаны между собой, называются "связанными".
Следует отметить, что такая конструкция создавала предпосылки для
повышения давления в камере, хотя камера ЖРД У-1250 еще не была рас-
рассчитана на работу при высоком давлении4'.
На этом двигателе был сделан еще один шаг в совершенствовании внут-
внутреннего охлаждения. Огневые испытания неохлаждаемой камеры показали,
что против периферийных форсунок окислителя через 5 с работы двигателя
возникал прогар 20-миллиметровой стенки сопла. Для того чтобы избежать
этого, между кислотными периферийными форсунками и стенкой камеры
были просверлены полуторамиллиметровые отверстия, через которые по-
подавалось горючее. Исследователи сразу же заметили эффект от этого усо-
усовершенствования: тепловой поток в стенку в местах дополнительной пода-
подачи горючего стал меньше [35, с. 4Л].
В сентябре 1946 г. двигатель У-1250 успешно прошел заводские испыта-
испытания [35, с. 50], и его появление стало важным шагом в области решения
проблемы охлаждения.
В Германии на рассматриваемом этапе полным ходом шли работы по
созданию ракеты А-4. Двигатель должен был развивать весьма большую
тягу, равную 25 тс B46 кН). При этом необходимо было прежде всего
разработать турбонасосный агрегат, причем весьма большой мощности —
он должен был подавать компоненты топлива под давлением около
20 кгс/см2 B,04 МПа), обеспечивая их расход более чем 190 л/с. Пробле-
Проблема в конце концов была решена, но все параметры системы подачи нахо-
находились на пределе возможностей того времени.
Весьма сложным оказалось на этом ЖРД решение проблемы охлажде-
охлаждения. Расхода спирта, конечно, хватало для того, чтобы обеспечить общий
теплосъем с поверхности камеры. Однако попытки охладить двигатель
с помощью одного лишь внешнего регенеративного метода при неоргани-
неорганизованном внутреннем охлаждении оканчивалисынеудачно. В. Лей писал,
что "...двигатель прогорал... в критической части сопла" [46, с. 168].
В. Дорнбергер также отмечал, что "...по-прежнему, прогорали стенки ка-
камеры сгорания в ее самых узких местах" [150, с. 60].
При отсутствии внутреннего охлаждения проблема состояла, по-видимо-
по-видимому, в том, что при больших размерах камеры, исходя из условий прочнос-
прочности, приходилось делать ее стенку достаточно толстой, а это приводило
к большим перепадам температур между огневой и охлаждаемой ее сто-
сторонами.
Несмотря на то, что к разработке ЖРД были привлечены ученые, спе-
специализировавшиеся по теплопередаче, проблема охлаждения была решена
усилиями инженеров с помощью метода проб и ошибок. Сотрудник докто-
доктора В. Тиля, ведущего специалиста по двигателю ракеты А-4, инженер Поль-
* При повышении давления в камере сгорания необходимо было увеличивать час-
частоту связей, а также при некотором его значении следовало перейти к использованию
более теплопроводного материала.
73

ман высказал следующую идею: "...что было бы, если бы удалось образо-
образовать своего рода изоляционный слой между горячими газами и стенкой?
Если мы будем орошать внутреннюю стенку камеры спиртом, то спирт
будет, конечно, испаряться и сгорать, но температура этого слоя никогда
не сможет достичь температуры, существующей внутри камеры" [150
с. 60-61 ].
Это предложение казалось логичным, и немецкие специалисты в 1938 г.
создали камеру, имевшую только внутреннее охлаждение с помощью
нескольких поясов завесы [244, с. 287]. По-видимому, в ходе огневых
испытаний они поняли, что одно внутреннее охлаждение малоэффективно
и на последующих вариантах дополнили его внешним с помощью спирта.
Решению проблемы охлаждения способствовало добавление воды в спирт
(использовался 75%-ный водный раствор спирта), что, с одной стороны,
снижало температуру сгорания и повышало охлаждающие возможности
спирта, а с другой стороны, приводило к некоторым потерям в удельном
импульсе. Так была разработана система охлаждения, нашедшая примене-
применение на двигателе ракеты А-4.
Еще в 1936 г. в Германии на самолете Не-72 (Хенкель-72) был уста-
установлен жидкостный ракетный двигатель с тягой 135 кгс A,32 кН), спро-
спроектированный X. Вальтером. В процессе полета самолета он был на не-
несколько секунд включен и дал небольшой прирост скорости [192, с. 627].
Улучшенный вариант этого двигателя с тягой 290 кгс* B,85 кН) и време-
временем работы 30 с был испытан на самолете "Фокке-Вульф-56" в 1937 г.
[192, с. 627].
20.VI 1939 г. начались летные испытания однокамерного ЖРД фирмы
"Вальтер" RI-203, работавшего на перекиси водорода и метиловом спирте
и развивавшего тягу 500 кгс D,9 кН) в течение 60 с [192, с. 627].
Однако наиболее широко работы по авиационным ЖРД развернулись
в этой стране в первой половине 40-х гг., когда было создано большое
количество таких двигателей и их модификаций.
В 1936 г. впервые в Германии была получена в промышленных масшта-
масштабах перекись водорода высокой концентрации. Это навело специалистов
на мысль о создании двигателей, работающих с использованием каталити-
каталитического разложения перекиси водорода с помощью водного раствора пер-
манганата калия. При таком подходе, разумеется, проблема охлаждения
уже не возникала, и такие двигатели называли "холодными". К их числу
относились, например, ЖРД Вальтера RII-203, установленный в 1941 г.
на самолете Ме-163-1 [261, с. 320; 192, с. 627], ЖРД 109-500 с тягой
500 кгс D,9 кН), проходивший летные испытания в 1937 г. на самолетах
Не-111, До-18, Jn-88 [192, с. 620, 628] и др.
Наряду с "холодными" двигателями создавались и "горячие", которые
в зависимости от длительности непрерывной работы имели несколько
вариантов охлаждения.
На планирующей бомбе HS-293H был установлен двигатель 109-513
фирмы "Шмиддинг", имевший тягу 608 кгс E,97 кН), удельный импульс
175 с A720 м/с) и работавший на газообразном кислороде и метиловом
спирте. Время его работы составляло всего 11 с, он охлаждался набегаю-
набегающим потоком воздуха [8, с. 235-236]. Двигатель 109-511 фирмы БМВ,
работавший только на жидком топливе, в качестве которого использова-
использовались метиловый спирт и азотная кислота, развивал уменьшавшуюся в
процессе работы максимальную тягу в 600 кгс E,9 кН) в течение 12 с и
* По другим данным, тяга составляла 350 кгс C,44 кН), а удельный импульс
106 с A040 м/с).
74

Рис. 32. Охлаждающий тракт двигателя 1О9-5О9с
был неохлаждаемым — при его работе стенка поглощала тепловой поток
[174, с. 317; 192, с. 632]. Также неохлаждаемым был двигатель 109-548
этой же фирмы, устанавливавшийся на снаряде Х-4 класса "воздух—воз-
"воздух—воздух": на двигателе использовались в качестве топлива тонка и азотная
кислота, он развивал тягу 140 кгс A,37 кН) (также уменьшавшуюся
за время работы) и должен был непрерывно работать всего 22 с [192,
с. 622, 632].
Таким образом, в Германии в первой половине 40-х гг. вновь начали
использоваться простейшие методы охлаждения и теплозащиты, типич-
типичные для начального этапа работы, т. е. проявилась закономерность повто-
повторяемости в процессе развития.
Целый ряд двигателей для самолетов и тактических снарядов имел и
внешнее регенеративное охлаждение. Так, например, двигатель зенитной
ракеты "Вассерфаль", работавший на топливе азотная кислота с добавле-
добавлением 10% серной кислоты и винилизобутиловый эфир, охлаждался с по-
помощью окислителя через гладкий охлаждающий тракт. Он развивал тягу
8 тс G8,5 кН) при давлении в камере 15 кгс/см2 A,53 МПа), имел удель-
удельный импульс 1'80 с A770 м/с) и должен был непрерывно работать не более
41 с [8, с. 176].
Самолетный ЖРД 109-718, который должен был служить вспомогатель-
вспомогательным двигателем при использовании в качестве основного реактивного
двигателя БМВ 003 [174, с. 310, 318], имел внутреннее и внешнее охлажде-
охлаждение одним компонентом топлива, протекавшим по спирально оребренному
тракту. Такое же охлаждение имел и ЖРД 109-709 [266, с. 142]. Частично
оребренный охлаждающий тракт применялся на двигателе Вальтера 109-
509 с (рис. 32), работавшем на топливе перекись водорода и метиловый
спирт в смеси с 30% гидразин гидрата и 13% воды. Этот ЖРД развивал тягу,
75

регулировавшуюся в пределах 1700-100 кгс A6,7—0,98 кН),при макси-
максимальном давлении в камере 21 кгс/см3 B,14 МПа) и имел удельный им-
пульс порядка 200 с* A960 м/с). Он проходил в 1943 г. летные испытания
и был запущен в серийное производство. Время работы двигателя при
полной тяге составляло 4 мин 11 с [192, с. 620, 629; 261, с. 320; 266
с. 143].
Таким образом, с точки зрения проблемы охлаждения на всех этих
двигателях применялись решения, уже известные советским специалистам.
В США в начале 40-х гг. начали появляться первые промышленные
фирмы по ЖРД. Успешные испытания двигателя Уайльда, повторно со-
состоявшиеся в августе 1941 г., стали основной предпосылкой для органи-
организации частной фирмы "Риэкшн моторе" [251, с. 2].
В 1942 г. ряд сотрудников Калифорнийского технологического институ-
института, работавших под руководством Т. фон Кармана, организовали вторую в
США частную фирму по ЖРД, получившую название "Аэроджет дженерал
корпорейшн" [49, с. 79].
Еще одна группа исследователей работала в Аннаполисе на военно-мор-
военно-морской технической испытательной станции.
Работы этих трех организаций и определяли уровень развития американ-
американского двигателестроения в первой половине 40-х гг.
Сразу же после создания фирмы "Риэкшн моторе" в соответствии с
контрактом, заключенным с ВМФ США, на ней начались работы по совер-
совершенствованию ЖРД Уайльда, по разработке двигателя с тягой 45 кгс D40 Н),
работавшего на бензине и жидком кислороде, а также по созданию ЖРД с
тягой 453 кгс D,43 кН) [251, с. 3].
Попытка применить на двигателе Уайльда в качестве горючего бензин
окончилась неудачно — ЖРД быстро прогорал, что привело специалистов к
выводу о необходимости совершенствования системы охлаждения. Пробле-
Проблема была отчасти решена путем перехода с алюминиевого на медное сопло,
изготовленное путем изгиба и сварки плиты с предварительно просверлен-
просверленными в ней отверстиями для циркуляции хладагента [251, с. 3]. Однако
дальнейшие работы были сосредоточены на разработке ЖРД с тягой 453 кгс
D,43 кН), где специалисты встретились с технологическими трудностями
разработки больших сопел. В конце концов было решено попробовать
изготовить сопло из нержавающей стали. Такое сопло было изготовлено
[251, с. 4].
Этот двигатель работал удовлетворительно (по-видимому, кратко-
кратковременно), но практического применения не нашел, так как специалисты
ВМФ пересмотрели свои требования и предложили фирме второй контракт,
предусматривавший разработку двигателя тягой 1360 кгс A3,4 кН),
предназначенного для гидросамолета Р.В.М. фирмы "Мартин" [227].
Первое испытание этого ЖРД, работавшего на бензине и жидком
кислороде, состоялось 6.V1943 г. Двигатель развил тягу порядка
1440 кгс A4,1 кН) при удельном импульсе 187 с A830 м/с) и прорабо-
проработал 24 с. В ходе последующих экспериментов с целью увеличения времени
непрерывной работы делались попытки подавать в гидромагистраль
бензина воду из специального бака, что приводило к снижению температу-
температуры сгорания топлива и улучшению охлаждения камеры. Тем не менее
проблема охлаждения оставалась нерешенной. Единственно реальным
выходом из создавшегося положения было применение воды для
внешнего охлаждения камеры, что требовало установки дополнитель-
* Было создано несколько модификаций ЖРД 109-509: А-0, А-1, А-2, В-1, С-1,
Д-1, которые имели незначительные отличия друг от друга.
76

го бака и ухудшало летные характеристики самолета. Понимая это,
специалисты фирмы решили отказаться от использования в качестве
горючего бензина, заменив его водным раствором спирта.
В течение следующих двух лет на фирме проводились работы по созда-
созданию четырехкамерного двигателя 6000С4 с тягой, равной 2720 кгс
B6,7 кН), предназначавшегося для самолета Х-1. Этот ЖРД работал на
жидком кислороде и спирте и имел регенеративное охлаждение, кото-
которому способствовало добавление воды в спирт в пропорции 1 : 3 [46,
с 355]. Первый полет самолета Х-1 с этим двигателем состоялся
9.XN 1946 г., а 14.Х следующего года этот самолет впервые достиг сверх-
сверхзвуковой скорости [46, с 356] .
Следующим шагом на пути разработки ЖРД было создание специалис-
специалистами фирмы двигателя с тягой порядка 9 т для ракеты "Викинг", первый
удачный запуск которой состоялся 3 мая 1949 г. Однако работы по
двигателю этой ракеты протекали в условиях, когда специалисты США
уже ознакомились с достижениями германских специалистов, в частности,
с ракетой А-4. Поэтому в двигателе ракеты "Викинг" использовались уже
известные технические решения, в том числе и в области его охлаждения.
Кроме указанных, специалисты фирмы в 1945 г. создали двигатели для
первых американских тактических ракет "Парк" и "Горгон", которые
имели тягу, равную соответственно 280 B,75 кН) и 160 кгс A,57 кН)
[251, с. 10].
Специалисты фирмы "Аэроджет" совместно с учеными Калифорний-
Калифорнийского технологического института разработали жидкостный стартовый
ускоритель для самолетов, который в 1942 г. прошел летные испытания
на бомбардировщике "Дуглас" А-20-А [46, с. 371; 49, с. 82]. Этот
ЖРД развивал тягу 450 кгс D,42 кН) в течение 25 с, работая на азотной
кислоте и анилине [46, с. 371]. К 1945 г. на фирме были созданы и более
крупные ускорители такого типа, имевшие тягу, равную соответственно
2720 B6,7 кН) и 1360 кгс A3,4 кН) [46, с. 371].
В 1944 г. по контакту с военным министерством на этой фирме нача-
начались работы по созданию ЖРД для ракеты "Вак-Корпорал". Этот дви-
двигатель (рис. 33) был изготовлен. Он развивал тягу 680 кгс F,68 кН),
работал в течение 45 с на азотной кислоте и керосине [28, с. 183, 360—
361].
Практически все небольшие американские ЖРД этого периода имели
внешнее регенеративное охлаждение. Как правило, необходимая величина
зазора охлаждающего тракта в критическом сечении сопла обеспечивалась
с помощью вкладыша, охлаждающий тракт делался либо гладким, как,
например, на ЖРД (рис. 34) снаряда "Раскел", либо оребренным. Послед-
Последний имел две основные разновидности.
Примером первой из них может служить охлаждающий тракт экспери-
экспериментальных камер (рис. 35), разработанных по программе работ по
снаряду "Вак-Корпорал". Каналы этого тракта образованы путем штам-
штамповки внешней стенки камеры. С точки зрения теплопередачи такая кон-
конструкция имела своим недостатком то, что в этом случае терялся эффект
интенсификации теплоотдачи к хладагенту за счет оребрения.
Вторая разновидность оребренного тракта применялась, в частности,
на двигателе снаряда "Спарк 1А" (рис. 36), на камере, разработанной
в Лаборатории реактивного движения Калифорнийского технологичес-
технологического института (рис. 37), и была более удачной. На этих двигателях
каналы охлаждающего тракта создавались с помощью оребрения внут-
внутренней стенки камеры, что несколько повышало теплоотдачу к
хладагенту.
77

Рис. 33. Внешний вид камеры, разработанной по программе "Вак-Карпорал"
Еще в 1937 г. курсант Военно-морской академии США Р. Труэкс разра-
разработал свой первый ракетный двигатель, который должен был работать
на газообразном кислороде и бензине. Камера сгорания этого двигателя
имела регенеративное охлаждение бензином "входной части сопла",
водяное пленочное охлаждение в районе критического сечения и неохлаж-
даемую расширяющуюся часть сопла [81, с. 163].
Интересно, что идея регенеративного охлаждения была известна
Р. Труэксу из работ германских специалистов фирмы "Хейландт" [81,
с. 162], разработавших еще в начале 30-х гг. модельный ЖРД с внешним
проточным охлаждением спиртом.
Двигатель Р. Труэкса испытывался при работе на сжатом воздухе, а не
на газообразном кислороде, он развивал тягу 4,5 кгс D4 Н) при давлении
в камере 10,5 кгс/см2 A,07 МПа).
Логику дальнейших работ Р. Труэкса нетрудно себе представить — она
ничем, по существу, не отличалась от логики начальных работ других
исследователей. Прежде всего он попытался исключить применение воды,
что, в свою очередь, привело к необходимости обеспечить сохранность
сопла другими методами. В результате в ходе огневых испытаний двига-
двигателя, работавшего по-прежнему на бензине и сжатом воздухе, состояв-
состоявшихся в сентябре 1938 г., Р. Труэкс начал отрабатывать метод теплоизо-
78

Р и с. 34. Камера с охлаждающим
трактом двигателя снаряда "Раскел"
Рис. 35. Конструкция камеры, разра-
разработанной по программе "Вак-Карпо-
рал"
/ —охлаждающий тракт; 2 — вход
хладагента

Рис. 36. Внешний кожух G), камера со спиральным оребрением B) и вкладыш
сопла {3) ЖРД снаряда "Спарк 1А"
Рис. 37. Камера со спиральным оребрением (/) и вкладыш сопла B) двигателя,
разработанного в Лаборатории реактивного движения Калифорнийского технологи-
технологического института

ляции сопла, используя при этом в качестве огнеупорных материалов
графит, огнеупорные сорта глины и окись алюминия [81, с. 165].
Параллельно исследователь проводил испытания другого двигателя,
работавшего на бензине и жидком кислороде и имевшего регенератив-
регенеративное охлаждение. Результаты испытаний оказались неудовлетворитель-
неудовлетворительными, так как этот ЖРД прогорал через несколько секунд работы.
Р. Труэкс в ходе своих опытов также столкнулся с проблемой неустой-
неустойчивого горения. При этом он установил, что она решается путем точной
регулировки соотношения компонентов [81, с. 164].
В декабре 1938 г. Р. Труэкс начал испытывать все свои двигатели
на газообразном кислороде. Двигатель, проходивший огневые испыта-
испытания, на этот раз имел емкостное водяное охлаждение камеры. Кроме
того, на некоторых экземплярах применялись огнеупорные материалы
для защиты сопла, такие, как двуокись кремния, окись алюминия и
карбид вольфрама [81, с. 168].
Испытания продолжались несколько месяцев в течение 1939 г. и закон-
закончились проверкой двигателя, имевшего проточное охлаждение водой.
Работами Р. Труэкса заинтересовалось Адмиралтейство США, и он начал
проводить свои исследования на военно-морской испытательной станции
в Аннаполисе, разрабатывая стартовые ускорители для гидросамолетов.
К сожалению, об этом периоде деятельности Р. Труэкса, а также работав-
работавшего на этой же станции Р. Годдарда, в настоящее время почти ничего
не известно. В. Лей в своей книге отмечает только, что Р. Труэкс создал
ускоритель тягой'680 кгс F,68 кН), а Р. Годдард работал над ускорителем
еще большей тяги [46, с. 371] и что оба исследователя заменили в конеч-
конечном счете бензин и кислород на более подходящее топливо [46, с. 201].
Вот, собственно, и все работы, которые характеризовали уровень амери-
американского ракетного двигателестроения в первой половине 40-х годов.
Таким образом, на рассматриваемом этапе наибольших успехов в ре-
решении проблемы охлаждения добились специалисты СССР и Германии,
которые в конечном итоге нашли способы обеспечить стационарное
охлаждение камер ЖРД. Работы американских специалистов находились
на сравнительно низком уровне и даже после ознакомления с достиже-
достижениями германских специалистов отставали от работ специалистов СССР.
Глава III
РАЗВИТИЕ РАБОТ ПО ОХЛАЖДЕНИЮ ЖРД
В ПЕРИОД СЕРЕДИНА 40-Х - НАЧАЛО 60-Х ГГ.
3.1. ПОЯВЛЕНИЕ ФУНДАМЕНТАЛЬНЫХ НАУЧНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
ТЕПЛОПЕРЕДАЧИ В ЖРД
С появлением ЖРД ракеты А-4 обнаружился существенный разрыв меж-
между конструктивным уровнем двигателей и уровнем научных знаний об
особенностях прюцессов, характеризующих их работу. Для того чтобы обес-
обеспечить возможность стабильной реализации различных типов ЖРД, необ-
необходимо было в научном аспекте обобщить опыт их разработки. Кроме
того, создание двигателя А-4 автоматически подняло уровень сложности
задач, которые должны были решаться при его дальнейшем совершенство-
совершенствовании. Становилось все труднее, а в ряде случаев и невозможно находить
пути улучшения двигателей на основе одного только здравого смысла
и интуиции исследователей. Другими словами, независимый от научных
6. Зак. 1830 81

исследований путь развития ЖРД практически себя исчерпал, и перед уче-
учеными в послевоенное время встала задача создания научной основы проек-
проектирования ракетных двигателей.
Начавшиеся еще в 30-е гг. прикладные научные исследования в первые
послевоенные годы закономерно расширились. К их проведению были
привлечены ученые, специализирующиеся в отдельных областях
науки.
Следует подчеркнуть, что перед исследователями и СССР и США стояли
в то время одинаковые научные задачи.
Конечно, нет возможности (да и необходимости) рассматривать здесь
каждое проведенное в то время научное исследование. Вместе с тем следует
хотя бы в общих чертах охарактеризовать существовавшее в науке поло-
положение дел, показать уровень и особенности научных исследований того
времени. Для решения этой задачи остановимся более подробно на мало-
малоизвестных у нас в стране-*американских работах по теплопередаче в ЖРД.
В 1947 г. появилась работа М. Цукрова [284], в которой приводились
результаты анализа "механизма" пленочного охлаждения двигателей на
углеводородном топливе. Автор, в частности, указывал, что тепловой поток
в стенку ЖРД уменьшается, во-первых, за счет отложения на огневой сторо-
стороне стенки слоя углерода толщиной 0,75 мм, во-вторых, в связи с поглоще-
поглощением тепла жидкостью, проходящей поверх слоя углерода, и паровым
слоем, располагающимся поверх жидкости [284, с. 44].
Интересным в этом выводе было то, что автор (по-видимому, впервые
в США) отметил существование слоя углерода, оказывающего благотвор-
благотворное влияние на охлаждение стенки ЖРД. М. Цукров вскоре повторил
свои эксперименты, проводя их при различных давлениях в камере
сгорания, и вновь пришел к выводу, что при использовании топлива IP-3 на
стенке появляются отложения, уменьшающие тепловой поток [286,
с. 327, 330].
В начале 60-х гг. эти исследования были распространены на другие
топливные смеси: БДАК +JP-3 [288],LOX+ JP-3 [249], LOX + RP-1 [250].
На графике (рис. 38) приведены результаты экспериментов по определе-
определению эффективности слоя углерода, откуда, в частности, следует, что с повы-
повышением давления в камере плотность теплового потока, поступающего в
стенку двигателя, работающего на углеводородном топливе, растет с
существенно меньшим градиентом, чем для других типов топлива. Это
объясняется влиянием на величину потока слоя углерода, выпадающего
на стенку при горении керосина и кислорода. Эффективность этого слоя
остается достаточно заметной до давления примерно 70 кгс/см2 G МПа)
[246, с. 135-136].
В 40-е гг. специалисты фирмы "Дженерал Электрик" при разработке
проекта "Гермес" проводили исследования, направленные на реализацию
аналогичного метода охлаждения при использовании спиртокислородного
топлива. При этом в горючее добавлялись специальные вещества (глав-
(главным образом силиконы), осаждавшиеся в процессе горения на стенке
камеры сгорания и образовывавшие постоянно обновлявшийся теплоза-
теплозащитный слой. В ходе экспериментов удалось добиться более чем 30%-ного
снижения величины тепловых потоков в стенку при вводе в горючее
примерно 2% (повесу) силиконов [120, с. 493].
Сейчас, однако, неизвестно, применялся ли этот метод в то время на
штатных ЖРД в США или нет. В следующей главе еще будет сказано о его
дальнейшем развитии, а здесь отметим только, что в США он получил наз-
название заградительного охлаждения, а мы будем называть его теплозащитой
отложением.
82

//•/0* -
/4- f/rcr/amrj
Рис. 38. Зависимость максимальной плотности теплового потока от давления в ка-
камере
Топливо: / — жидкие водород и кислород (Т^ р = 860° С); 2 — N, О4 + 50% N2 H4
и 50% НДМГ (Twr=860°C); 3 - жидкий кислород и керосин RP-1 (T vvF =420°C)
В 40-е гг. вновь появился интерес к транспирационному (или пористо-
пористому) охлаждению. Как показано в работе [143], в 1942 г. специалистами
США было получено несколько патентов на применение этого метода,
который, в частности, предлагалось испояьзовать в газовых турбинах.
Однако наиболее широкие прикладные исследования проводились для
потребностей жидкостного ракетного двигателестроения [122, 142, 151,
235, 277, 285]. Это было обусловлено тем, что, как будет показано в
следующем разделе, в США в середине 40-х гг. начались работы по
практической реализации этого вида охлаждения в ЖРД.
Следующее направление прикладных исследований имело своей целью
определение коэффициента теплоотдачи от продуктов сгорания в стенку
ЖРД [137, 139, 152, 232,258, 289]. При этом, как правило, проводилось
сравнение между собой результатов экспериментов и расчетов по различ-
различным методикам. Это сравнение показывало, что результаты опытов выше
расчетных примерно в 3,5 раза по американским и в 3 раза по английским
данным [137, с. 73].
Одна из трудностей расчета коэффициента конвективной теплоотдачи
от продуктов сгорания состояла в том, что в 40-е гг. не были известны
свойства газов при температурах, характерных для ЖРД, и значения
соответствующих параметров определялись путем их аппроксимации
из области низких температур. Другая трудность заключалась в том,
что расчеты велись по формулам, предназначенным для условий, резко
отличавшихся от наблюдаемых в ЖРД.
83

Исследования второй, лучистой составляющей теплового потока в
ЖРД проводились весьма робко: по данным [237], до середины 50-х гг.
в США были предприняты всего две попытки измерения величины этого
потока.
В ходе первого опыта измерения проводились на двигателе, работав-
работавшем на азотной кислоте и гидразине и имевшем в камере сгорания сап-
сапфировое окошко, "пропускавшее" лучистый поток на чувствительный
элемент. При этом давление в камере менялось в пределах 21—42 кгс/см2
B,14-4,4 МПа), температура продуктов сгорания - в диапазоне
2400 —2900К. Так как в продуктах сгорания не содержался угле-
углекислый газ, исследователи провели расчет лучистого потока по существо-
существовавшим в то время формулам, предназначенным для промышленных
установок, в предположении, что тепло излучает только водяной пар.
Сравнения расчетных и экспериментальных значений показали, что
соответствующие расхождения велики: вычисленное значение степени
черноты продуктов сгорания оказалось примерно вдвое меньше полу-
полученного в ходе опыта [237].
Второй опыт заключался в определении суммарного удельного тепло-
теплового потока, поступающего в стенку двигателя при сгорании водородно-
кислородного топлива и последующего исключения конвективной состав-
составляющей. При этом по результатам эксперимента для разных давлений
строилась зависимость удельного теплового потока от расходонапряжен-
ности камеры. Затем полученные кривые экстраполировались до пере-
пересечения с осью ординат (где расходонапряженность равна нулю). Точки
пересечения указывали значения лучистого теплового потока при
соответствующих давлениях в камере. В результате исследования оказа-
оказалось, что при давлении в камере 10 кгс/см2 A,02 МПа) эксперименталь-
экспериментальные значения удельного лучистого потока превышали расчетные в 1,7 раза,
а при давлении 60 кгс/см2 F,1 МПа) - в 2,1 раза.
Следует отметить, что, как и в случае с конвективной составляющей
теплового потока, при расчетах лучистого потока исследователи
по-прежнему вынуждены были использовать эмпирическую информацию,
предназначенную для аналогичных расчетов теплопередачи в промыш-
промышленных установках, т.е. для температур и давлений, резко отличавшихся
от имевших место в ЖРД. При этом специалисты, как правило, поль-
пользовались данными, приведенными для водяного пара и углекислого газа
при температуре до 2000° С в работе Хоттеля и Эгберта [179].
На рассматриваемом этапе проводились и другие исследования при-
прикладного характера. Например, изучалось влияние конструкции форсу-
форсуночной головки, а также процесса неустойчивого горения на теплоотдачу
в ЖРД, анализировалось влияние на теплоотдачу перерасширения газов
в сопле [122], определялось влияние расхода хладагента на эффективность
пленочного охлаждения и на изменение при этом удельной тяги двигателей
[164], проводилось сравнение пористого и пленочного охлаждения [92]
и т.д. Аналогичные работы проводились, разумеется, и у нас в стране, но
их уровень несколько превосходил уровень американских исследований.
В правомочности такого утверждения нетрудно убедиться, сравнивая
характеристики советских и американских ЖРД. В следующем разделе
будет показано, в частности, что в первое послевоенное десятилетие дви-
двигатели, созданные в СССР, превосходили американские по величине удель-
удельного импульса, а это означает, что их охлаждение осуществлялось при более
сложных условиях, что требовало от советских исследователей более
высокого уровня знания особенностей тепловых процессов, протекающих
в ЖРД.
84

В процессе развития прикладных исследований перед специалистами
"обнажалась" сущность задач, которые должны были решаться в ходе
исследований фундаментальных. Еще в 1946 г. между Военным ведомст-
ведомством по аэронавтике и пятью американскими университетами был заклю-
заключен контракт на осуществление научной программы "Скьюид", которая
была первой в США программой, предусматривавшей проведение систе-
систематических фундаментальных исследований в области ракетной техники
[269].
Однако результаты фундаментальных исследований в области тепло-
теплопередачи в ЖРД начали сказываться наиболее широко лишь в середине
50-х гг. Так, например, в области исследований внутреннего охлаждения
был сделан поворот от описания процессов к созданию их теории. Исследо-
Исследователи все больше начинали интересоваться не только внешним проявлени-
проявлением различных видов внутреннего охлаждения, но и пытаться теоретически
описать этот процесс. В результате появились работы Кнута, Грутенхьюза,
Крокко, Эккерта и Ливигуда и других исследователей (см. подробнее
работы [94, 140, 143, 171, 182, 193, 194, 206]). Эти исследования логично
привели к началу изучения пограничных слоев со вдувом [130, 151], что
стало еще одним шагом на пути развития фундаментальных исследований
указанного вопроса.
В предыдущей главе уже рассматривался вопрос о способах расчета
конвективной теплоотдачи в ЖРД, использовавшихся в 30-е гг. Следует
отметить, что формулами, применяемыми Ф.А. Цандером и М.К. Тихонра-
вовым, не ограничивались достижения естественно-научных исследований
процесса конвективной теплоотдачи в то время. В данный период общая
теория конвективного теплообмена развивалась по двум основным
направлениям. Во-первых, проводились теоретические исследования по
теории пограничного слоя, которые не могли в то время дать конкрет-
конкретных практических результатов, пригодных для создания методики расче-
расчета коэффициента теплоотдачи в ЖРД. Действительно, даже понятие тепло-
теплового пограничного слоя было введено только в 1936 г. советским ученым
Г.Н. Кружилиным (см. [45]).
Во-вторых, проводились работы, направленные на получение эмпири-
эмпирических формул в виде критериальных зависимостей типа
Nu = ARemPr". D)
В результате различными исследователями был получен ряд формул, пред-
предназначавшихся для расчета конвективной теплоотдачи в промышленных
установках, т.е. для условий, резко отличавшихся от условий в ЖРД.
Эти отличия в основном состояли в следующем.
Полученные формулы не учитывали того обстоятельства, что в связи с
большими перепадами температур в пограничном слое газа физические
свойства последнего (особенно вязкость) изменяются весьма значитель-
значительно. Примером такой формулы может служить, в частности, формула, пред-
предложенная Мак-Адамсом в 1933 г. [207, с. 169]:
ас/г/Х= 0,0225 (с/гC/м а ) °'8 (Срма/А) °'4, E)
и широко известная формула А. Колбурна, полученная также в 1933 г.
[133, с. 180], в которой, однако, делалась попытка этого учета с помощью
выбора определяющей температуры, что было недостаточным:
adr/\ = 0,023(<УГC/М/H'8 (СрМу/ХI/3, F)
где tf= fa+ 1/2 (tw-ta).
85

В 1936 г. была предложена так называемая формула Зидер—Тэйта [254,
с. 1432], в которой для учета изменения физических свойств по толщине
пограничного слоя был введен дополнительный множитель:
OLdT/\ = 0,027 (dr G/Ha ) °'8 (Ср Ца А) °'33 Ша ^w)°'14. G)
Зависимость G) (а также E) и F)) была получена для полностью раз-
развитого турбулентного течения в трубах, т. е. при L/d > 40. Однако послед-
последнее условие в ЖРД не удовлетворяется. В результате этого толщина погра-
пограничного слоя (т. е. в случае неразвитого пограничного слоя) оказывалась
меньше, чем в случае, для которого были получены формулы E) — G),
и поэтому тепловой поток в стенку двигателя, вычисленный по указанным
формулам, оказывался меньше реального. Для учета этого явления в тру-
трубах использовалась формула, предложенная в 1921 г. X. Латцко [198,
с. 273]:
ат1а = 1,11 Re0'055 (L/d) "°'22, (8)
где ат — текущее значение коэффициента теплоотдачи; а — значение коэф-
коэффициента теплоотдачи для случая полностью развитого потока.
Однако получать формулы типа (8) на основе экспериментальных дан-
данных для условий ЖРД было весьма сложно и, кроме того, трудоемко,
так как теплоотдача в ЖРД зависела от большого количества факторов
(например, от конфигурации камеры, давления продуктов сгорания).
Следует отметить, что все указанные выше формулы, по мнению иссле-
исследователей того времени, имели еще целый ряд недостатков для расчета
теплоотдачи в ЖРД. Например, эти формулы были получены при низких
скоростях потока, не учитывали сжимаемость потока.
В первые послевоенные годы начались исследования, направленные
на получение эмпирических формул, пригодных для использования при
расчетах теплопередачи в ЖРД. Наряду с исследованиями теплообмена
при околозвуковых скоростях течения газа в прямой цилиндрической
нагреваемой трубе [29, 190] начали проводиться и эксперименты по ис-
исследованию теплообмена в ракетных соплах (см., например, [258]).
Недостатком указанных экспериментов являлось то, что они проводи-
проводились для случая безградиентного течения даже при экспериментах с сопла-
соплами (имевшими слабое расширение). Это обусловливало относительно
низкую степень доверия к результатам расчета теплоотдачи в ЖРД по
соответствующим формулам, и специалисты при проектировании ЖРД
не могли в полной мере опираться на результаты расчетов и доверять им.
Если достаточно объективной оценкой уровня прикладных исследо-
исследований может служить качественный уровень создаваемых на основе их
результатов технических средств, то при оценке уровня развития фунда-
фундаментальных исследований необходимо учитывать, что в той или иной науке
лидируют те ученые, которые раньше решают ее узловые вопросы.
В развитии теории теплопередачи в ЖРД в первое послевоенное десяти-
десятилетие такими узловыми вопросами было создание методов расчета кон-
конвективной и лучистой теплоотдачи от продуктов сгорания в стенку двига-
двигателя. Приоритет в их решении принадлежит советским ученым В.М. Иевлеву
и Л.Ф. Фролову.
К 1952 г. В.М. Иевлев разработал весьма удачную методику [34] расчета
конвективного теплового потока от продуктов сгорания в стенку ЖРД,
основанную на решении уравнений пограничного слоя. Сейчас эта методи-
методика широко известна у нас в стране — она приводится в учебниках по ЖРД
(см., например, [12]). Только спустя три года в США появилась подобная
86

методика, разработанная Д. Бартцем [114], а в следующем году была
опубликована и вторая американская методика [253], предложенная
М. Сибулкиным.
Появление методик В.М. Иевлева, Д. Бартца и М. Сибулкина было
логичным итогом многолетних усилий ученых по разработке теории кон-
конвективной теплоотдачи в ЖРД.
Сущность решения этой задачи состояла в следующем.
Для нахождения коэффициента теплоотдачи от продуктов сгорания в
стенку ,ЖРД необходимо было совместно решать уравнение энергии и
уравнение сохранения количества движения, которые после их интегри-
интегрирования по толщине теплового и динамического пограничных слоев со-
соответственно с учетом граничных условий и уравнения неразрывности при-
приводятся к следующем известному виду:
1. Интегральное уравнение сохранения количества движения
d . d\J
— (rpU20) = rrw-rpU5* — , (9)
dx dx
где
6 pu / u
о pU \ U
8 / P u~ \
5* =/11 - —- )dy. A1)
о \ pU /
2. Интегральное уравнение сохранения энергии
d
[pp (To - Tw)<t>] = rqw, , A2)
dx
u / t о - Tw \
— ( 1 }dy.
)UV To - Tw /
где
ф = / — A- — )dy. A3)
о pU V To "¦
Эта система содержит пять неизвестных: 0, 5*, tw, Ф, gw, очевидно, для
ее решения необходимо задать дополнительные связи (уравнения). В ка-
качестве этих связей как М. Сибулкин, так и Д. Бартц использовали, во-пер-
во-первых, закон распределения скоростей и температур по толщине погранич-
пограничных слоев "одной седьмой степени":
и
Во-вторых, последним уравнением являлась связь между коэффициен-
коэффициентом трения и числом Стантона. Следует отметить, что для случая безгради-
безградиентного течения и числа Рг=1 такая связь была установлена, как известно,
О. Рейнольд сом [233] и имела вид
St = Cr/2.
87

Для случая, когда Pr ^ 1, достаточно удачная коррекция была получена
Т. Карманом в виде [189, с. 708]
С,/2
1 +5VC;/2 iCp/i/X- 1 + In 1 + — (Cp/i/X- 1)
Более простое соотношение (но и для более узких условий) для указан-
указанного случая было предложено А. Колбурном [133, с. 180] и, как уже было
сказано (см. формулу F)), имело вид
Су /
St= —/Рг2/3. A4)
2 /
Однако все указанные формулы были получены для случая безградиент-
безградиентного течения, и, следовательно, М. Сибулкин и Д. Бартц должны были
применить какую-то их коррекцию. Выбрав в своей работе зависимость
числа Стантона от коэффициента поверхностного трения в виде A4),
ученые ввели коррекцию в виде множителя \/\ —
A5)
Наконец, коэффициент поверхностного трения записывался в форме,
предложенной Блазиусом:
С//2= 0,0225 (F/U6I/4, A6)
или же
С//2= 0,0228 о,- (F/U6I/4, A7)
(выражения, использованные соответственно М. Сибулкиными Д. Бартцем),
где л
То
— параметр, учитывающий сжимаемость и изменение термодинамических
свойств газа по толщине пограничного слоя.
Следует отметить, что В.М. Иевлев в решении этой задачи шел своим
путем и использованные им зависимости, характеризующие распределение
скоростей и температур поперек пограничного слоя, имеют несколько
другой вид. Он ввел в свои рассуждения дополнительные параметры:
безразмерный коэффициент трения
^ ри2'
безразмерный коэффициент теплоотдачи
pUCp(T0-Tw) '
88

вспомогательные функции Z и ZT:
Re_ U0
т Or
Re pU6
a. oc/i
Величины Of и ZT были связаны между собой через распределение ско-
скорости в пограничном слое, а величины а и Z — через распределение в этом
слое как температуры, так и скорости.
Для того чтобы задать распределение скорости и температуры по тол-
толщине пограничного слоя, В.М. Иевлеву необходимо было установить зави-
зависимость между От, а и ZT, Z д.е. найти а? = ат (ZT) и ос = a (Z, ZT).
Для случая несжимаемой жидкости В.М. Иевлев нашел, что эти зависи-
зависимости имеют такой вид:
ат= AZ".
где Л = 0,01352; п= 0,15; т = 0,58.
Не останавливаясь подробно на изложении дальнейшего хода решения
указанной задачи, отметим только одну наиболее важную для целей настоя-
настоящей работы его особенность. Д. Бартц определял коэффициент теплоот-
теплоотдачи из выражения A5) следующим образом:
0,0228 (p.U*K/4 дУ4 Ср I Г /0 ч i/4 / F* \3/4 1
JW) ) I
/ *
[DШ1
При этом параметры пограничного слоя находились из решения системы
уравнений (9), A2), записанной в следующей форме:
с/05/4 ... Г М2 -2F*/6) -3 1 d F
+ 5/805/4 In =
dx L 1 - М2 J dx F*
A8)
•i- (A/SI'" ¦ 9/8,A/8,"' Ц
dx dx
= 9/8 @.0228a, 1P*">«fJJ , A9)
где /
89
5
а также из уравнений A0), A1), A3).

Уравнения A8) и A9) можно бых|о решить относительно (Д/5)9/7 и
Э5/4 соответственно при условии, что известны значения параметров погра-
пограничного слоя 0/6, 5*/в, т?; указанные параметры, в свою очередь, могли
быть определены из выражений A0), A1), A3) и выражения
д
Д* = / A -рп/р11)с/к
о
при условии, что известны значения 5/А и Tw/T0.
Нетрудно видеть, что рассматриваемая задача сравнительно легко ре-
решается с помощью метода интеграции: задавая начальные значения б/Д
и Tw/T0, определив в первом приближении необходимые параметры погра-
пограничного слоя, можно решить уравнения A8) и A9) относительно 05/4
и (Д/б)9/7 и указанный процесс можно продолжать до полной сходимости.
Однако во время появления методики Д. Бартца в США еще не получили
широкого распространения быстродействующие вычислительные машины,
что явилось основном причиной стремления исследователей к уменьшению
трудоемкости вычислительных работ. При этом и Д. Бартц и М. Сибулкин,
пытаясь уменьшить трудоемкость вычислений, принимали дополнительные
допущения, ухудшавшие точность результатов расчета. Так, например,
Д. Бартц предлагал ограничить итерационный процесс по б/Д* всего лишь
первым приближением, принимая при вычислении параметров погранично-
пограничного слоя б/Д = 1.
Несколько по другому пути пошел М. Сибулкин, который решал систе-
систему уравнений (9), A2) с учетом A0), A1) и A3) при допущении, что
р = const, т.е. для случая несжимаемого потока. Это обстоятельство позвб-
ляло получить решение уравнения (9) независимо от уравнения A2) и
определить таким образом б. Далее из уравнения A2) достаточно просто
находилось А/д.
Определив таким образом параметры пограничного слоя, М. Сибулкин
из уравнения A5) с учетом A6) находил коэффициент теплоотдачи. Одна-
Однако при этом, принимая во внимание то обстоятельство, что в A5) входит
в явном виде величина р*, М. Сибулкин предполагал при вычислении а.
использовать текущее значение плотности, т.е. получал решение для ква-
квазинесжимаемого потока.
Совершенно очевидно, что В.М. Иевлев должен был также найти выход
из указанного затруднения, так как в его выражение для коэффициента
теплоотдачи а входили неизвестные параметры Z и ZT. Эти параметры
следовало найти из решения интегральных соотношений импульсов и
энергии. Однако ученый заметил, что параметр ZIZT слабо изменяется
здоль обтекаемого контура двигателя и, следовательно, при решении
уравнений пограничного слоя можно считать ZIZT = const, равной некото-
некоторому максимальному значению.
В своей работе В.М. Иевлев предлагал принимать это отношение равным
его максимальному значению для каждого конкретного двигателя, указав
при этом способ его расчета для различных относительных температур
стенки камеры. Это допущение и позволило решить уравнения погранич-
пограничного слоя.
Свою методику В.М. Иевлев свел к достаточно простым расчетным
соотношениям, необходимость в которых быстро поняли и американские
специалисты. Расчеты, проведенные по их методикам, наглядно показали,
* Итерационный процесс по Tw/T0 Бартц предлагал доводить до сходимости ре-
результатов.
90

/s/
Рис. 39. Конфигурация сопла, принятого Бартцем за эталон
Условия течения потока: р0 = 2МПа; То =2500°С; Ср= 1,07 кДж/кг • град К;
Рг=0,83; д = 64- 10 Пас; к =0,5
что преобладающим фактором, влияющим на коэффициент теплоотдачи
от продуктов сгорания в стенку ракетного двигателя, является массовая
скорость, т.е. a~(pl))m , и что изменение в некоторых пределах толщин
теплового и динамического пограничных слоев оказывает более слабое
влияние на теплоотдачу. Это обстоятельство навело ученых на мысль о
возможности получения простой расчетной формулы в виде зависимости
числа Нуссельта от чисел Рейнольдса и Прандтля в виде D).
Коэффициент пропорциональности А в этой формуле находился из
сравнения результатов расчетов по формуле F) с результатами расчетов
по методике Бартца, изложенной выше.
Окончательное уравнение для определения коэффициента теплоотдачи
имело вид [116, с. 51]
а =
0,026
/ М°>2 Ср ч /
V Рго,4б H V
РК.сг9
D \°'1 / F- \°'9
B0)
Нетрудно видеть, что коэффициент пропорциональности А = 0,026 имеет
близкое значение к тому, которое обычно использовалось для расчета
коэффициента теплоотдачи для движущегося по трубе турбулентного
потока (см., например, выражения <5), F), G)).
Следует отметить, что коэффициент пропорциональности А в формуле
B0) был получен для конкретного двигателя и конкретных условий
течения газа (рис. 39) и при отклонении расчетной схемы сопла от эталон-
эталонной (т.е. от принятой Бартцем для нахождения А) величина этого коэф-
коэффициента должна, вообще говоря, изменяться.
Кроме указанных на рассматриваемом этапе, была разработана также
методика Майера, которая предназначалась для расчета коэффициента
конвективной теплоотдачи для сопел сложной конфигурации [205]. Одна-
Однако с методической точки зрения она не представляет интереса и поэтому
здесь рассматриваться не будет.
В 1963 г. в работе [153] была представлена усовершенствованная мето-
методика Д. Бартца*. Ее основные отличия от его предыдущей методики [114]
заключались в следующем:
* Указанная методика была также изложена в работах [117, 118].
91

1. Формула Блазиуса для коэффициента поверхностного трения A7)
была заменена соотношением, полученным Коулом, которое давало лучшее
соответствие экспериментальным результатам при высоких числах Рей-
нольдса и Маха:
0,0256
С/= г
2. При вычислении значения коэффициента поверхностного трения в
качестве характерного размера вместо толщины скоростного пограничного
слоя бралась толщина потери импульса.
3. При вычислении числа Стантона вместо толщины скоростного погра-
пограничного слоя с поправкой на толщину теплового пограничного слоя бралась
толщина потери импульса с поправкой на толщину потери энергии, т.е.
вместо A5) принималось
0,0128 (Топр/ТГ^М1/4
St=
4. Число Маха на внешней границе пограничного слоя бралось в качестве
дополнительного параметра, который задавался вместо степени расширения
сопла, что облегчало анализ для случая колоколообразных сопел и сопел
с центральным телом.
5. Решение интегральных уравнений количества движения и сохранения
энергии проводилось методом интеграции до полной сходимости, а не
ограничивалось только первым приближением, как это было предусмотре-
предусмотрено методикой [114].
Указанная методика Бартца [153] в настоящее время весьма широко
применяется в США и в некоторых других странах для расчетов коэффи-
коэффициентов конвективной теплоотдачи в ЖРД.
Исследования различных аспектов турбулентных пограничных слоев,
типичных для ЖРД, в настоящее время выделились фактически в отдельное
научное направление.
Большой вклад в решение этого вопроса внесли советские ученые
B.C. Авдуевский, В.М. Иевлев, Л.Е. Калихман, С.С. Кутателадзе, А.И. Ле-
Леонтьев, М.Ф. Широков и др.; привлекает он пристальное внимание и аме-
американских ученых (см., например, [111, 129, 141, 144, 166, 199, 270]).
Появление обоснованных методов расчета конвективного теплового
потока в ЖРД создало предпосылки для создания методик расчета лучис-
лучистого потока. Действительно, точное значение величины конвективного
теплового потока, поступающего в стенку камеры, позволяло по известной
величине суммарного потока найти значение лучистого потока.
Первая методика расчета лучистого теплового потока с максимальным
учетом особенностей процессов, протекающих в камерах ЖРД, была разра-
разработана советским ученым Л.Ф. Фроловым в 1955 г. Ученому удалось про-
провести серию уникальных опытов по измерению лучистого потока газов,
обобщить полученные результаты и предложить соответствующую графо-
графоаналитическую и теоретическую информацию, позволяющую производить
соответствующие расчеты. Отличительной особенностью этой методики
было то, что она учитывала особенности излучения газов при температурах
и давлениях, характерных для продуктов сгорания ЖРД. Ученый, в частнос-
частности, показал, что излучение водяного пара с увеличением плотности растет,
ко лишь до некоторого предела (до значения удельного веса, примерно
92

авного 1 кг/м3), после которого дальнейшее увеличение плотности прак-
практически не сопровождается увеличением излучательной способности водя-
водяного пара (коэффициент излучения углекислого газа слабо зависит от
плотности).
В настоящее время методика Л.Ф. Фролова широко известна у нас в
стране, она вошла в современные учебники по ЖРД (см., например, [12,
с. 391]). В50-егг. в США такой методики, по-видимому, вообще не было.
Развитие указанных исследований процессов внутреннего охлаждения
и передачи тепла от продуктов сгорания к стенке двигателя является
типичным примером того, как под влиянием потребностей практики появ-
появляются сначала прикладные, а затем и фундаментальные научные исследо-
исследования. Однако такая форма изменения связи науки и техники не единст-
единственная. Глубже понять сущность этой связи мы попытаемся на примере
исследований в области внешнего регенеративного охлаждения.
Еще в 1936 г. немецкий ученый М. Якоб прочитал в Калифорнийском
технологическом институте цикл лекций о теплопередаче при кипении,
которые в том же году были опубликованы в одном из американских
журналов [185]. Однако, по-видимому, американские ученые не увидели
в сообщении Якоба информации, ценной для практики, и изучение этого
процесса почти не проводилось до тех пор, пока не появился "социальной
заказ" со стороны разработчиков ракетных двигателей (а также специалис-
специалистов по атомной энергетике).
По свидетельству Г. Саттона, в 40-е гг. в США появился интерес к исполь-
использованию в ЖРД метода интенсификации теплоотдачи от стенки к хладагенту
путем доведения последнего до пузырькового кипения [266, с. 305].
Это обстоятельство закономерно привело к необходимости проведения
соответствующих научных исследований. В результате появилось весьма
много работ, посвященных анализу различных аспектов этого процесса.
Так, например, делалась попытка понять особенности зарождения и роста
пузырьков пара [155, 217, 239, 241], причины увеличения теплоотдачи
при пузырьковом кипении, особенности теплоотдачи при кипении при
повышенном давлении [158], анализировался вопрос об изменении коэф-
коэффициента поверхностного трения при доведении жидкости до пузырькового
кипения [242] и т.д.
Однако в ходе этих фундаментальных исследований не удавалось полу-
получить общие соотношения для теплообмена между кипящей жидкостью и
поверхностью нагревателя. Кроме того, процесс кипения наряду с особен-
особенностями, общими для всех жидкостей, имел и некоторые частные особен-
особенности, присущие только одной или нескольким из них (появление осадков
на стенке, разложение хладагента и т.д.). Поэтому в целях получения
результатов, необходимых для проектирования регенеративной системы
охлаждения ЖРД, проводились прикладные исследования, направленные
на изучение процесса теплоотдачи при кипении отдельных компонентов
топлив. Например, в работе [119] приводились эмпирические формулы
для расчета теплового потока при пузырьковом кипении горючих JP-3 и
JP-4. Изучение особенностей теплоотдачи при кипении в 50-е гг. стало
неотъемлемой задачей при исследовании охлаждающих свойств различных
компонентов и было проведено практически для всех видов известных
в то время топлив [115, 246]. Вместе с тем практическое использование
в ЖРД метода интенсификации теплоотдачи за счет доведения хладагента
до пузырькового кипения натолкнулось на определенные трудности, и до
сих пор не известно ни одного случая, когда этот метод использовался бы
на двигателях США (или других стран), работавших на высококипящем
топливе.
93

Еще в начале 30-х гг. в работе [218] были опубликованы результаты
экспериментов Никурадзе по изучению влияния шероховатости на распре-
деление скоростей в пограничном слое. Этот вопрос в дальнейшем иссле-
исследовался и другими учеными, но лишь постольку, поскольку это явление
необходимо было учитывать для получения корректных результатов по
исследованию динамических пограничных слоев в гладких трубах. В 1945 г.
в работе [136] появилось сообщение о результатах (по-видимому, первых)
экспериментальных исследований влияния шероховатости на теплоообмен.
Однако наиболее интенсивные исследования теплоотдачи (и трения) в
шероховатых трубах начались со второй половины 50-х гг. (и широко
проводились в 60-е гг.), когда все четче вырисовывается "социальный
заказ" со стороны специалистов по ЖРД на изучение этого вопроса. В ре-
результате появились работы [119, 148, 173, 222, 257] и др., создававшие
предпосылки для практического использования метода интенсификации
теплоотдачи за счет создания на стенках охлаждающего тракта определен-
определенной степени шероховатости.
В начале 60-х гг. были проведены исследования процесса теплоотдачи в
криволинейных охлаждающих трактах. В работе [248] было, в частности,
показано, что коэффициент теплоотдачи может увеличиться примерно на
50% при наличии соответствующей кривизны тракта по сравнению с коэф-
коэффициентом теплоотдачи в прямом тракте. В дальнейшем были проведены
и прикладные исследования указанного вопроса, направленные на практи-
практическую реализацию этого эффекта в ЖРД.
Приведенные примеры наглядно показывают существование второй
формы связи между наукой и техникой, характеризующейся появлением
сначала фундаментальных исследований, развивавшихся первоначально
независимо от потребностей ракетного двигателе строения, а затем при-
прикладных исследований, появлявшихся под влиянием прямых запросов со
стороны разработчиков двигателей.
Следует отметить, что появившиеся прикладные исследования, "обна-
"обнажая" сущность задач, решение которых должно было проводиться в ходе
исследований фундаментальных, в свою очередь оказывали тем самым
заметное влияние на развитие последних. Другими словами, связь естест-
естественной науки (в данном случае — теплопередачи) с техникой (в данном
случае — ЖРД) на рассматриваемом этапе начала носить тесный двухсторон-
двухсторонний характер: с одной стороны, наука влияла на развитие техники, а с дру-
другой стороны, техника влияла на развитие науки, причем в обоих случаях
это влияние осуществлялось через прикладные исследования.
Таким образом, в середине 50-х гг. специалистами по теплопередаче в
ЖРД были разработаны основы расчетов охлаждения камер двигателей,
причем в решении этого вопроса советские ученые занимали лидирующее
положение в мире.
3.2. ОСОБЕННОСТИ РАЗВИТИЯ МЕТОДОВ ОХЛАЖДЕНИЯ ЖРД В СССР
В первые послевоенные годы развитие ракетной техники в СССР и в США
имело свои специфические особенности.
Развязанная империалистическими кругами ведущих капиталистических
стран холодная война против СССР и других стран социалистического
содружества, стремление США к мировому господству, ведение в отноше-
отношении СССР "атомной дипломатии" стали причиной невиданной по своим
масштабам гонки вооружений. Окружив территорию Советского Союза
кольцом военных баз, уповая на свое превосходство в авиации, военные
круги США не видели необходимости в создании ракет с дальностью полета
94

no 1000 км (т.е. ракет ближнего радиуса действия). Вместе с тем прави-
правительство США хотело бы иметь межконтинентальные баллистические раке-
ракеты (с дальностью полета 8000 км).
В создавшихся условиях наша страна вынуждена была принять меры по
обеспечению безопасности своих границ. При этом было совершенно оче-
очевидной необходимость создания как баллистических ракет ближнего и
среднего радиуса действия, так и межконтинентальных ракет.
Поэтому не случайно, в первый же послевоенный год на сессии Верхов-
Верховного Совета СССР, в докладе о пятилетнем плане развития народного
хозяйства нашей страны на 1946—1950 гг. была, в частности, высказана
мысль о необходимости обеспечить проведение работ по развитию
реактивной техники, применению нового типа двигателей, создающих
новые скорости и мощности.
В том же 1946 г. было принято решение об образовании соответствую-
соответствующих научно-исследовательских и опытно-конструкторских предприятий,
перед которыми была поставлена задача о создании ракет различного
класса и назначения.
Перед группой главных конструкторов, возглавляемых СП. Короле-
Королевым, с самого начала были поставлены задачи не только создания ракетного
комплекса, не уступающего по своим характеристикам немецкому комп-
комплексу с ракетами ФА/-2, но и поиска рациональных направлений для созда-
создания комплексов с более высокими летно-техническими и эксплуатационны-
эксплуатационными характеристиками. Решая поставленные задачи, коллективы КБ прово-
проводили большую научно-исследовательскую работу с привлечением отрасле-
отраслевых институтов и институтов союзной и республиканских академий наук.
Первый советский комплекс с управляемыми баллистическими раке-
ракетами Р-1 с характеристиками, лучшими, чем у ФАУ-2, был создан и испытан
осенью 1948 г., на несколько лет раньше комплекса с аналогичными харак-
характеристиками, созданного в США.
В 1947 г. в ГДЛ-ОКБ под руководством В.П. Глушко началась разра-
разработка проектов мощных ЖРД, и уже в мае 1948 г. начались огневые испы-
испытания одного из таких ЖРД, получившего индекс РД-100. Он был установ-
установлен на ракету Р-1, созданную в ОКБ СП. Королева. Первый полет этой
ракеты состоялся 10.Х1948 г.
В следующем, 1949 г. в ГДЛ-ОКБ был уже готов новый двигатель РД-101,
имевший повышенные характеристики по сравнению со своим предшест-
предшественником. Этот двигатель работал на водном растворе этилового спирта и
жидком кислороде, его камера имела грушевидную форму, несвязанную
конструкцию и охлаждалась спиртом, протекающим по гладкому охлаж-
охлаждающему тракту, а также его подачей через специальные пояса отверстий
для создания на огневой поверхности камеры жидкостной пленки.
Дальнейшим развитием двигателя РД-100 стал ЖРД РД-103, разработка
которого осуществлялась в ГДЛ-ОКБ в период 1950—1953 гг. Конструк-
Конструктивно камера этого двигателя была подобна камерам РД-100 и
РД-101, но технические характеристики этого двигателя были существенно
выше.
Так, например, если тяга у Земли ЖРД РД-100 составляла 26 тс A65 кН),
давление в камере сгорания 16,2 кгс/см2 A,59 МПа), удельный импульс
в пустоте 237 с B325 м/с), то у ЖРД РД-103 эти параметры соответст-
соответственно составляли 44 тс, 24,4 кгс/см2 B,39 МПа) и 248 с B430 м/с [68,
с 136].
С созданием двигателя РД-103 все возможности системы охлаждения
оказались исчерпанными и при выбранной конструкции камеры станови-
95

лось уже более невозможным повышать давление продуктов сгорания или
при достигнутом уровне давления использовать более калорийное топливо.
При попытке улучшить технические характеристики ЖРД неизменно воз-
возникало противоречение, сущность которого состояла в следующем.
При форсировании параметров двигателя (увеличении давления в каме-
камере, использовании более калорийного топлива) повышалась плотность
теплового потока в стенку. Для того чтобы она пропускала этот поток
при допустимых температурах и не прогорала, необходимо было делать ее
тоньше. Однако, с другой стороны, ее толщина лимитировалась также и
требованиями по прочности, и при увеличении давления в камере (или
ее объема), исходя из этих требований, необходимо было стенку, наоборот,
делать толще.
Тот факт, что существует ограничение в развитии несвязанных конструк-
конструкций камер, советским специалистам стал понятен еще в 40-е гг. Выше уже
отмечалось, что усилиями коллектива, руководимого A.M. Исаевым, у нас
в стране была создана камера, у которой внутренняя и внешняя стенки
были соединены между собой. Эти работы указывали на возможность
принципиально нового подхода к проектированию камер ЖРД (связанной
конструкции), реализация которого позволяла преодолеть указанное
ограничение в развитии ЖРД.
В середине 1949 г. в ГДЛ-ОКБ начались огневые испытания камер свя-
связанной конструкции, рассчитанных на тягу 7 тс при давлении в камере
60 кгс/см2 [68, с. 129}. В ходе этих испытаний наряду с изучением воз-
возможностей регенеративного охлаждения камеры изучался вопрос о целе-
целесообразности перехода на новое ракетное топливо — керосин и жидкий
кислород. Исследования наглядно показали, что, несмотря на высокое
давление в камере и использование более калорийного топлива, камера
связанной конструкции работает достаточно удовлетворительно.
Советскими специалистами было предложено несколько вариантов
камер связанной конструкции. В одном из вариантов камеры внешняя и
внутренняя стенки были связаны между собой контактной электросвар-
электросваркой по специальным выштамповкам, служившим одновременно и фикса-
фиксаторами щелевого зазора охлаждающего тракта. Кроме того, в ГДЛ-ОКБ
были разработаны связанные камеры, в которых соединение внешней и
внутренней оболочек осуществлялось либо через промежуточную гофри-
гофрированную стенку (проставку), либо через ребра, выфрезерованные на
огневой стенке. Последний способ оказался весьма удачным и нашел ши-
широкое применение на практике.
Создание камер связанной конструкции поставило много проблем
перед исследователями. Так, например, необходимо было изучить осо-
особенности технологии пайки внутренней и внешней стенок камеры, изго-
изготовленных из однородных материалов. Проведенные работы показали
исследователям, что наиболее удачный способ пайки слоистых конструк-
конструкций, типичных для ЖРД, состоит в вакуумной пайке в азотной защитной
среде. Для повышения производительности труда и качества работ были
разработаны методы автоматической пайки в специальных электропечах.
Так как камеры связанной конструкции разрабатывались для работы
при давлении, равном примерно 60 кгс/см2, и для использования керосино-
кислородного топлива, т.е. для весьма теплонапряженных условий, иссле-
исследователи вынуждены были задуматься над вопросом о том, из какого
материала должны быть изготовлены стенки этих камер. Применение
различного рода сталей, традиционно использовавшихся на предыдущих
ЖРД, для изготовления огневых стенок камер не приводило к желаемому
результату, так как стали имели высокое тепловое сопротивление и поэтому
96

были малопригодны для камер с большими тепловыми потоками в стенку.
Высокой теплопроводностью обладает красная медь, однако попытки ее
применения в ЖРД наглядно показали, что необходимо разработать новый
высокотеплопроводный и жаропрочный материал. В результате была разра-
разработана специальная хромистая бронза с двухпроцентным содержанием
хрома, но и этот материал по ряду причин оказался неудовлетворительным.
В конечном итоге путем уменьшения содержания хрома удалось создать
бронзу с уникальными характеристиками.
Выбор этой бронзы в качестве материала для огневой стенки камеры
автоматически поставил перед исследователями вопрос о необходимости
разработки методов соединения с бронзой новых высокопрочных легиро-
легированных сталей, использовавшихся для изготовления внешней, силовой
стенки камеры. В ходе соответствующих исследовательских и технологи-
технологических работ был разработан новый припой на серебряно-медной основе,
что дало возможность обеспечить необходимую жаропрочность паяного
соединения [68, с. 128].
Еще в 1947 г. в ГДЛ-ОКБ началась разработка ЖРД с тягой 120 тс,
работавшем на кислородно-керосиновом топливе при давлении в камере
60 кгс/см2. В ходе этой разработки была создана первая у нас в стране
полноразмерная камера паяно-сварного типа [68, с. 129]. Эта камера
сгорания была сферической формы по аналогии с существовавшими в то
время спиртокислородны ми камерами ЖРД, на огневой стенке были вы-
фрезерованы ребра, к вершинам которых припаивалась внешняя стенка.
При разработке этой камеры специалисты столкнулись с существенными
трудностями при решении проблемы ее охлаждения. Так, например, перво-
первоначально было решено охлаждать камеру частично горючим и частично
водой, и только практический опыт, полученный в ходе экспериментов,
показал, что от такого сложного и малоудовлетворительного подхода
можно отказаться.
Работа по этому ЖРД не была доведена до своего логического конца
и в 1951 г. была прекращена. Усилия специалистов были направлены на
параллельную разработку сразу трех ЖРД, в ходе которой вопрос об охлаж-
охлаждении двигателей со связанной конструкцией камеры был по существу
решен.
В ходе этих работ специалисты ГДЛ-ОКБ продолжили свои усилия по
использованию в ЖРД новых ракетных топлив. Один из указанных двига-
двигателей отрабатывался для работы на азотно-кислотном топливе, что в конеч-
конечном итоге привело к созданию двигателя РД-214, использующегося на
различных ракетах с 1957 г. [68, с. 130]. Этот двигатель до сих пор обла-
обладает наибольшими тягой F4,8 тс у Земли и 74,4 тс в пустоте) и удельным
импульсом B64 с в пустоте) среди всех известных двигателей этого класса
[20, с. 31].
Исследования по указанным трем двигателям создали предпосылки
для решения проблемы разработки ЖРД для межконтинентальной бал-
баллистической ракеты, а также для первой космической ракеты, предназна-
предназначенной для запуска первого искусственного спутника Земли.
Решение по созданию межконтинентальной баллистической ракеты
было принято у нас в стране в феврале 1953 г., а в мае того же года после
изучения соответствующих возможностей был выбран конкретный вариант
такой ракеты. Следует отметить, что ее разработка служила одновременно
и исходным пунктом для создания отечественной ракеты-носителя, спо-
способной выводить в космос полезные нагрузки.
Для осуществления этих проектов в ГДЛ-ОКБ с 1954 г. начались работы
по созданию четырех камерных ЖРД РД-107 и РД-108, благополучно закон-
7.3ак. 1830 97

чившиеся в 1957 г. Эти двигатели достаточно хорошо описаны в отечествен-
отечественной литературе, поэтому остановимся здесь лишь на кратком рассмотрении
методов их охлаждения. Заметим, что эти ЖРД были близки по своим
техническим характеристикам, и поэтому ограничимся описанием особен-
особенностей лишь одного из них, например РД-1О7.
Этот двигатель имел тягу, составляющую 84 тс (820 кН) у Земли и
102 тс A040 кН) в пустоте. Он работал на керосине и жидком кислороде,
его камера были паяно-сварной конструкции. У выхода из камеры распо-
располагался кольцевой коллектор, распределявший керосин по каналам охлаж-
охлаждающего тракта. Керосин, охлаждая камеру, нагревался до 210°С, макси-
максимальная скорость его движения в районе критического сечения сопла дости-
достигала 20 м/с, что позволяло поддерживать температуру огневой стенки в
этом районе на уровне 380° С при плотности теплового потока, поступавше-
поступавшего на него от продуктов сгорания, равной 14 • 106 ккал/м2 . ч. Темпера-
Температура продуктов сгорания составляла 3250°С, давление в камере 60 кгс/см2
F,1 МПа). Топливо направлялось в камеру через 337 форсунок, располо-
расположенных по десяти концентрическим окружностям вокруг одной централь-
центральной форсунки. Периферийный ряд форсунок служил для подачи керосина,
что позволяло обеспечить его избыток в пристеночном слое продуктов
сгорания в камере [68, с. 133].
Двигатели РД-107 и РД-108 применялись, как известно, на ракете-носите-
ракете-носителе "Восток" и были лучшими двигателями в мировом двигателестроении.
Достаточно сказать, что удельный импульс РД-107 был почти на 30 с боль-
больше, чем у созданного в середине 60-х годов американского двигателя Н-1
аналогичного класса [20, с. 18], и составлял в вакууме 314 с C080 м/с).
Еще более высоким удельным импульсом C52 с в пустоте) обладал
ЖРД РД-119, созданный в ГДЛ-ОКБ в период 1958-1962 гг. и работавший
на кислородно-диметилгидразиновом топливе. Этот двигатель имел тягу
11 тс A08 кН) при давлении в камере 80 кгс/см2.
Следует отметить, что и РД-110 и РД-214 имели камеры, охлаждавшиеся
так же, как и камеры ЖРД РД-107 и РД-108. Этот метод охлаждения стал
основным у нас в стране и применялся долгие годы, пока новые, более
сложные задачи не привели к необходимости его существенного усовер-
усовершенствования.
3.3. ОСОБЕННОСТИ РАЗВИТИЯ МЕТОДОВ ОХЛАЖДЕНИЯ ЖРД В США
Считая, что достигнуть мирового господства можно лишь с помощью
новых видов оружия, руководители США приняли решение провести
ознакомительные работы по созданию межконтинентальных баллисти-
баллистических ракет. В 1946—1947 гг. на фирме "Конвэр" в рамках программы
создания такой МБР, получившей название "Атлас", была создана первая
американская баллистическая ракета MX-774. Она имела четырехкамерный
ЖРД фирмы "Риэкшн Моторс" с тягой 3,6 тс C5,4 кН), ее длина составля-
составляла 10,4 м, диаметр 0,76 м [6, с. 8]. После трех ее запусков в 1948 г. даль-
дальнейшие работы по созданию "Атласа" были в США прекращены и специа-
специалисты сосредоточили свои усилия на разработке управляемых самолетов-
снарядов.
Понять мотивы такого решения правительства и военного командо-
командования США нетрудно. Ознакомительные работы наглядно паказали, что
разработка такой ракеты, как "Атлас", сложна и вызывает необходи-
необходимость предварительного создания небольших ракет, которые были, как
уже отмечалось, не нужны американским военным. Кроме того, в то время
специалистам вообще было непонятно, можно ли создать такую ракету,
98

которая была бы в состоянии при массе полезной нагрузки в 5 т (масса
первых атомных бомб) обеспечить дальность полета 8—10 тыс. км при
удовлетворительной точности попадания в цель. Научно-технический ана-
анализ этого вопроса мог показать, что на пути увеличения тяги ЖРД лежат
ограничения, надежность даже такой сравнительно простой ракеты, как
фдУ-2, невелика, а точность попадания в цель — явно неудовлетворительна.
В этих условиях более благоприятным казался вариант создания межкон-
межконтинентальных самолетов-снарядов, так как в этом случае можно было
надеяться на уменьшение количества научно-технических проблем, под-
подлежащих решению (по сравнению с проблемами создания МБР), за счет
использования достижений авиации.
Именно по такому пути, т.е. по пути создания управляемых самолетов-
снарядов, и пошли американские специалисты в решении проблемы беспи-
беспилотной доставки к месту цели атомных боевых зарядов.
Работы по указанным снарядам начались в США в 1946-1947 гг. и
проводились широким фронтом. Кроме снарядов со средней дальностью
полета ("Регюлис", "Матадор"), разрабатывались сразу два варианта
межконтинентальных снарядов. Первый вариант, дозвуковой, имел наз-
название "Снарк" и создавался с целью получения стратегического оружия
в кратчайшие сроки. Второй вариант, сверхзвуковой, известный под
названием "Навахо", был перспективным и разрабатывался с целью полу-
получения в более или менее отдаленном будущем самолета-снаряда, практи-
практически неуязвимого для существовавших средств ПВО.
Снаряд "Навахо" должен был иметь дальность полета 8000 км со скоро-
скоростью М = 2 -г 3. В соответствии с проектом он должен был состоять из
собственно снаряда с планером, примерно таким же, как у обычного
бомбардировщика, и стартовой ракеты с однокамерным ЖРД. Запуск
самолета-снаряда производился вертикально с помощью этой ракеты
на высоту 30 км, где он отцеплялся от нее и совершал самостоятельный
полет до цели с помощью ТРД — на первом варианте или с помощью прямо-
прямоточного реактивного двигателя — на последующих вариантах*.
Для стартовой ракеты проекта "Навахо" и создавались в первое после-
послевоенное десятилетие самые мощные в США двигатели, причем в оконча-
окончательном варианте на ней должен был устанавливаться однокамерный ЖРД
с тягой 180 тс A770 кН) [210, с. 901-902].
Первый двигатель для этого снаряда был модификацией ЖРД ракеты
А-4. Изменения коснулись в основном формы камеры сгорания, которая
стала цилиндрической, конструкции форсуночной головки, которая имела
одну форкамеру вместо 18 шт., предусмотренных на А-4. Кроме того,
американским специалистам удалось улучшить характеристики турбо-
насосного агрегата и усовершенствовать систему охлаждения. В настоя-
настоящее время подробности этих улучшений неизвестны, поэтому можно лишь
предполагать, что в части системы охлаждения были, по-видимому, сняты
дополнительные пояса завесы и внутреннее охлаждение осуществлялось
75%-ным водным раствором спирта, избыток которого создавался в
пристеночном слое головкой двигателя.
Турбонасосный агрегат, как и на А-4, работал от продуктов разложения
перекиси водорода. Двигатель развивал тягу на Земле, равную 34 тс
C34 кН) при давлении в камере 22,5 кгс/см2 B,3 МПа) [25]. Этот
ЖРД был в основном готов в 1950 г. и с 1952 г. проходил летные испыта-
испытания на самолете-снаряде "Навахо-Г [210, с. 901-902].
* Прямоточный двигатель включался при пикировании снаряда до высоты 22,8 км;
при использовании ТРД снаряд запускался на высоту порядка 20 км.
99

С созданием этого двигателя возможности несвязанных камер оказа-
оказались, по существу, исчерпанными и американские специалисты начали
поиск путей преодоления возникших ограничений на пути форсирования
тяги.
Из работ Е. Зенгера им было известно о возможностях трубчатых камер
выдерживать высокие давления при достаточно малой толщине трубок,
обеспечивающей хорошие условия теплопередачи. Однако большие ка-
камеры, изготовленные намоткой одной-двух трубок, имели бы слишком
большие гидравлические потери и, следовательно, были непригодны для
практического использования. Предельным случаем увеличения числа
заходов охлаждающего тракта (которое закономерно должно было иметь
место при увеличении расхода топлива) могли быть камеры с продольным
расположением трубок - идея, высказанная Зенгером в одном из его
патентов. Но такие камеры при определенном давлении могли потерять
устойчивость. Выход из этого положения состоял в стягивании камер
наружными бандажами той или иной конструкции, воспринимающими
давление продуктов сгорания. В связи со сложной геометрией камеры
и сопла поперечное сечение у трубок должно было быть переменным по
их длине.
Трубчатая конструкция, учитывающая все указанные позитивные факто-
факторы, была запатентована в США в 1950 г. [214].
В 1953 г. был создан первый в США двигатель трубчатой конструкции,
предназначавшийся для самолета-снаряда "Навах о-! I". Двигатель имел
тягу 54,5 тс E35 кН), давление в камере было таким же, как и на преды-
предыдущем ЖРД. Впервые также был предусмотрен газогенератор, работавший
на основном топливе, подававшемся в него из распределительных трубо-
трубопроводов за турбонасосным агрегатом. Этот двигатель не проходил лет-
летных испытаний в составе самолета-снаряда, но в следующем году был
создан улучшенный его вариант для снаряда "Навахo-lII". Этот ЖРД имел
тягу 61,3 тс F10 кН) при давлении в камере 35 кгс/см2 C,58 МПа),
удельный импульс 264 с B600 м/с) и работал уже на керосине и жидком
кислороде. Мощность его трубонасосного агрегата возросла по сравнению
с ЖРД для "Навахо-Г' почти в 3 раза [228, с. 89-96].
Двигатели для самолета-снаряда "Навахо" сыграли большую роль в
развитии ракетной техники США, отношение к которой в первой половине
50-х гг. по ряду причин несколько изменилось. В 1951 г. в этой стране
были отпущены ассигнования на разработку баллистических ракет среднего
и дальнего радиуса действия, что позволило начать работы по созданию
оперативно-тактической ракеты "Редстоун", ракеты с дальностью полета
800 км, предназначавшейся для армии США, и межконтинентальной бал-
баллистической ракеты МХ-1593, позже названной "Атлас" [27, с. 96].
Однако заказ на ракету с дальностью полета 800 км вскоре был аннули-
аннулирован в связи с тем, что Министерство обороны США считало излишним
вооружать ею армию, а работы по созданию "Атласа" в то время не вышли
в область реально осуществимых проектов. Была создана только ракета
"Редстоун", которая с 1952 г. находилась в производстве, а в 1953 г. прохо-
проходила летные испытания [210, с. 903]. Она была разработана немецкими
специалистами под руководством В. фон Брауна и отличалась от А-4 в
основном тем, что имела большую массу полезной нагрузки, составляв-
составлявшую около 5 т, что позволяло, следовательно, оснастить ракету атомным
боевым зарядом [46, с. 265]. Ее стартовая масса составляла 18 т, дальность
полета достигала 320 км [46, с. 265; 6, с. 10].
Улучшение характеристик ракеты было в основном обусловлено при-
применением на ней более мощного, чем у А-4, двигателя, в качестве которого
100

использовался ЖРД, предназначавшийся для самолета-снаряда "Навахо-!".
Позже ракета "Редстоун" была переименована в "Юпитер"*, двигатель
которой работал не на этиловом спирте, а на разработанном в 1957 г.
горючем на основе гидразина**, что увеличило удельный импульс этого
ЖРД на 12%.
В 1954 г. началась непосредственная разработка МБР "Атлас" [210,
с 903], на которой также нашли применение двигатели, предназначавшиеся
для самолетов-снарядов "Навахо". Первоначально "Атлас" представляла
собой одноступенчатую ракету пакетной схемы. Один маршевый ЖРД
располагался по ее оси, а два ускорителя были установлены в боковых
гондолах. В качестве маршевого двигателя использовался модифицирован-
модифицированный ЖРД "Навахо-ИГ, ускорителями служили также модифицированные
двигатели "Навахо-И", переведенные на углеводородное топливо IP-4
и жидкий кислород [210]. Первый запуск опытного образца ракеты состо-
состоялся 11.VII 1957 г.
Разработка двигателей для ракет "Титан", "Тор", и "Юпитер" (S-3),
начавшаяся позже разработки ЖРД для ракеты "Атлас", проводилась
с большой преемственностью опыта, полученного при создании маршевого
двигателя LR-89 этой ракеты. К концу 50-х гг. в процессе работ над этим
семейством двигателей специалистам США удалось увеличить тягу до
75 тс G35 кН) (на ЖРД "Атласа") и повысить давление в камере до
40 кгс/см2 D,1 МЛа) (на ЖРД для "Тора"), применяя при этом новый
тип керосина RP-1.
Кроме этих двигателей, в 1956 г. была построена и испытана камера
сгорания с тягой 135 тс A320 кН), а в конце 1958 г. прошел испытания
ЖРД Е-1 с тягой 180 тс A770 кН), работавший на четырехокиси азота
и несимметричном диметилгидразине [25, с. 19]. Однако этот двигатель
не нашел практического применения в связи с отсутствием заказчика —
работы по самолету-снаряду "Навахо", для которого ЖРД Е-1, по-видимо-
по-видимому, предназначался, были прекращены, а для ракетной техники на повестке
дня стояла задача создания более экономичных двигателей.
Все большие двигатели, предназначавшиеся для баллистических ракет
среднего и дальнего радиуса действия, а также для ракет-носителей, имели
регенеративное охлаждение. Например, на ЖРД AJ-10-101, использовав-
использовавшемся на второй ступени ракеты-носителя "Авангард", камера была изго-
изготовлена из трубок и обтягивалась сверху проволокой. Один из компонен-
компонентов топлива протекал по трубкам от среза сопла к головке и охлаждал
тем самым стенки камеры. Форсунки на головке были расположены по
концентрическим окружностям так, что во внешнем ряду были установлены
форсунки горючего, создававшие его избыток в пристеночном слое [211].
Такое, или примерно такое охлаждение имели все указанные выше ЖРД.
Во второй половине 50-х гг. появилось семейство самолетных ЖРД AR-1,
AR-2, AR-2-1, AR-2-2, работавших на 90% перекиси водорода и углеводо-
углеводородном горючем [96, с. 410], охлаждение которых было также регене-
регенеративное окислителем. Камеры этих ЖРД были несвязанной конструкции.
Интересно, что в Начале 60-х гг. на ЖРД Р-4 (П-4) фирмы "Ро кет дайн",
предназначавшемся для сверхзвуковой мишени "БИЧ" ХРД-12, было
использовано охлаждение двумя компонентами топлива, подобно тому,
как это делалось в первой половине 40-х гг. в СССР. Двигатель Р-4 имел
две камеры: стартовую, с тягой 300—310 кгс B950—3040 Н) и маршевую,
с тягой 39—59 кгс C83-580 Н). Маршевая камера была изготовлена мето-
* Летные испытания проводились в 1956 г.
**Топливо получило название "хидайн".
101

дом взрывной формовки и имела керамическое покрытие, критическое
сечение'сопла было целиком изготовлено из керамики, сопло - из сплава
хастеллой. Критическое сечение сопла охлаждалось горючим "хидайн",
а камера сгорания - окислителем - КДАК (красная дымящая азотная
кислота) [208].
Успехи в разработке огнеупорных материалов привели к попыткам
их использования на небольших штатных двигателях, предназначавшихся,
как правило, для тактических снарядов. Так ,ч например, в 1953 г. на снаря-
снаряде "Ника" был установлен двигатель фирмы "Белл" с камерой, имевшей
керамическую облицовку карбидом кремния, связанным с нитридом
кремния [210, с. 896]. Однако этот способ теплозащиты ЖРД не нашел
в то время широкого распространения, так как двигатели с относи-
относительно небольшой продолжительностью работы в основном были замене-
заменены РДТТ.
В 1960 г. в США был создан двигатель LR-99-RM-1 для эксперименталь-
экспериментального самолета Х-15. На этом ЖРД вновь нашли применение огнеупорные
материалы — камера сгорания была изготовлена из трубок и изнутри была
облицована двуокисью циркония. Двигатель работал на жидком кислороде
и безводном аммиаке, который использовался в качестве хладагента [147,
19Б].
На рассматриваемом этапе проводились работы по ЖРД и в других
капиталистических странах, но они находились на более низком уровне,
чем в США, и с точки зрения решения проблемы охлаждения не содержали
ничего нового. Исключечие составлял лишь самолетный ЖРД "Скример"
английской фирмы "Армстронг—Сидли", который имел необычную систему
охлаждения. Этот двигатель работал на керосине и жидком кислороде
и охлаждался водой, которая проходила по охлаждающему тракту, затем
впрыскивалась в камеру, создавая на стенке пленку для защиты от тепла
и снижая температуру сгорания* [105, с. 160].
Совершенствование ракетных двигателей в США сопровождалось улуч-
улучшением технологии их производства. Так, например, с появлением трубча-
трубчатых конструкций была разработана технология создания камер, в соот-
соответствии с которой трубки формовались под давлением до необходимой
конфигурации поперечного сечения, затем устанавливались в оправку,
обжимались с целью получения между ними зазора размером не более
0,076 мм и, наконец, паялись с использованием серебряного припоя. К кон-
концу 50-х гг. был разработан новый технологический процесс автоматической
пайки трубчатых камер (в среде инертного газа) в специальных печах, что
сократило сроки указанной операции с 365 до 6 ч [154]. Изготовление мно-
многих других агрегатов ЖРД, таких, как форсуночные головки, ТНАи ГГ, тре-
требовавшее высокой точности, осуществлялось с помощью станков с програм-
программным управлением, использование которых для операций сверления,
фрезерования и др. снижало стоимость на 25% по сравнению с обычными
методами [96, с. 18].
В начале 60-х гг. было создано электронное устройство для управления
процессом электродуговой сварки, повышавшее надежность сложных
сварных конструкций; была изготовлена установка для получения силь-
сильных импульсных полей, использовавшаяся для доводки и правки сварных
швов; нашли применение специальные лазерные аппараты для сверления,
точных измерений и обработки изделий [276].
Улучшение технологии повышало производительность труда, уменьшало
* Двигатель был в основном разработан к 1955 г., когда начались его летные испы-
испытания.
102

тносительную стоимость, позволяло внедрять все более сложные и про-
° ссивные решенИя и способствовало повышению надежности работы ЖРД.
Следует отметить, что в первые послевоенные годы в США были проведе-
проведены ознакомительные работы по созданию ракеты-носителя, предназначен-
предназначенной для запуска искусственного спутника Земли.
Как показано в работе [221], еще в конце 1944 г. по заказу главного
авиационно-технического управления ВМС США на фирме "Аэроджет"
началось теоретическое изучение характеристик водородно-кислородного
топлива. 15.Х 1945 г. на Азусском испытательном полигоне было прове-
проведено первое огневое испытание водородно-кислородного ЖРД, во время
которого двигатель полностью сгорел через 15 с работы. В ходе второго
испытания охлаждаемый водой двигатель развил тягу порядка 45 кгс
D42 Н) при давлении в камере 20 кгс/см2 B,04 МПа). В марте 1946 г.
время его работы уже достигало 60 с.
В июле 1946 г. между этими же организациями был заключен контракт
на разработку двигателя тягой 454 кгс D,45 кН), работающего на водоро-
водороде и кислороде в течение 3 мин при удельном импульсе 300 с B940 км/с),
и проекта двигателя с тягой 181 тс A780 кН), предназначавшегося для
ракеты-носителя PTV-N-3, разрабатывавшейся на фирме "Глен Л. Мартин
ком пани".
26.VI 1947 г. двигатель с тягой 454 кгс D,45 кН) прошел огневое испы-
испытание, в ходе которого развил тягу 588 кгс E,77 кН) при давлении в каме-
камере 35 кгс/см2 C,58 МПа) и удельном импульсе 300 с B940 м/с). На этом
двигателе начало отрабатываться транспирационное охлаждение сопла
водой, с помощью которого американские специалисты, по-видимому,
ставя своей целью дальнейшее повышение давления в камере, надеялись
в конечном счете разрешить указанное выше противоречие между требова-
требованиями по прочности и по теплопередаче. Таким образом, в практике амери-
американского двигателестроения проявилась закономерность повторяемости в
процессе развития — транспирационное охлаждение, реализованное Год-
дардом в 1930 г., после некоторого перерыва вновь начало применяться на
экспериментальных двигателях.
Следует отметить, что интерес к транспирационному охлаждению был
вызван не только тем, что с теоретической точки зрения с его помощью
можно было в перспективе преодолеть наметившееся ограничение в форси-
форсировании тяги ЖРД, но также еще и тем, что в послевоенные годы благодаря
успехам порошковой металлургии появилась возможность применять
металлические пористые материалы вместо использовавшихся Годдардом
керамических.
При применении воды этот вид охлаждения оказался достаточно эффек-
эффективным и двигатель проработал в ходе испытания непрерывно .в течение
190 с.
В июле 1947 г. перед фирмой "Аэроджет" была поставлена задача о
разработке штатного водородно-кислородного двигателя XLR-AJ-2 тягой
907-1361 кгс (8,9—13,4 кН) для использования в составе уменьшенного
варианта ракеты-носителя PTV-N-3. Этот двигатель был спроектирован,
собран и подвергался огневым испытаниям, но его доводка была прекра-
прекращена в связи с' аннулированием контракта работ по ракете-носителю.
Были прерваны также и работы по двигателю с тягой 181 тс A780 кН),
который с января по май 1949 г. прошел 16 огневых испытаний. В ходе
работ по водородно-кислородным двигателям была также сделана попыт-
попытка применить абляционное охлаждение, однако соответствующие подроб-
подробности, к сожалению, неизвестны, по-видимому, эти попытки не привели
к желаемым результатам.
103

Сотрудники фирмы решили довольно много задач, связанных с разработ-
разработкой кислородно-водородных ЖРД. Они, например, несмотря на скепти-
скептицизм специалистов по криогенной технике, построили действующую уста-
установку для сжижения водорода, рассчитанную на непрерывную работу
в течение 24 ч и предназначенную специально для производства горючего
для ЖРД; создали и успешно испытали насос для подачи жидкого водоро-
водорода при достаточно высоком давлении и пр.
В заключительном отчете, выпущенном фирмой "Аэроджет", отмеча-
отмечалось, что проект водородно-кислородного двигателя с тягой 181 тс
A780 кН) вполне осуществим, хотя при его реализации необходимо было
бы решить еще ряд "второстепенных проблем". К последним, по-видимому,
следовало отнести задачи об обеспечении регенеративного охлаждения
ЖРД, о разработке теплоизоляции баков жидкого водорода и пр.
Неизвестно, какими путями и темпами развивалось бы жидкостное
ракетное двигателестроение в США, каково было бы дальнейшее положе-
положение дел с разработкой транспирационного охлаждения, если бы в конце
40-х гг. в этой стране не прекратились бы работы по баллистическим раке-
ракетам среднего и дальнего радиуса действия, а также по ракетам-носителям.
Таким образом, в 50-е гг. в развитии методов охлаждения ЖРД произош-
произошли важные события. В это время специалистами СССР и США были созданы
основы научного проектирования ЖРД и, в частности, научно обоснованно-
обоснованного выбора параметров системы охлаждения. Потребности ракетного двига-
телестроения привели к появлению новых или расширению старых направ-
направлений науки о передаче тепла; стала тесной взаимосвязь между прикладны-
прикладными и фундаментальными исследованиями теплопередачи в ЖРД. Как совет-
советские, так и американские специалисты нашли конструктивные методы,
с помощью которых удалось решить проблему охлаждения ЖРД без неоп-
неоправданных потерь в удельном импульсе.
Вместе с тем советские специалисты лидировали в решении проблемы
охлаждения ЖРД. Они раньше американских специалистов разработали
методы расчетов конвективного и лучистого тепловых потоков в ЖРД,
нашли возможности охлаждения своих двигателей при существенно более
высоких давлениях в камерах сгорания, чем это сумели сделать специа-
специалисты США. Уровень развития советского жидкостного двигателестроения
был в 50-е гг. существенно выше американского.
Глава IV
РАЗВИТИЕ РАБОТ ПО ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЕ ЖРД В 60-70-х гг.
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 проникнове-
проникновение человека в космос. Весь мир стал свидетелем мощного научно-техничес-
научно-технического потенциала СССР и высокого уровня советской ракетной техники.
Советская ракета-носитель "Восток" могла выводить на околоземные
орбиты существенно более тяжелые полезные грузы, чем вес первого спут-
спутника (83,6 кгс). Масса выводимых на орбиты советских спутников быст-
быстро росла и составляла: у второго - 508,3 кг, у третьего - 1327 кг, у четвер-
104

она уже достигла нескольких тонн D540 кг). Это свидетельствовало о
т0 что в СССР вполне возможен запуск в космос человека, впрочем,
не заставивший себя долго ждать.
После запуска в СССР четвертого спутника американский генерал Л.Шас-
сЭн писал: "Подобный вес корабля заставляет думать, что русские распола-
располагают новыми видами топлива, которые дают большую скорость истечения
газов" [91, с. 156].
Однако дело тут заключалось не в каком-то новом сверхчудесном топли-
топливе, которое на советских ракетах представляло собой такую же смесь керо-
керосина и жидкого кислорода, как и на американских ракетах, а в значительно
более высоком уровне отечественной ракетной техники вообще и жидкост-
жидкостного ракетного двигателестроения в частности.
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.
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.
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 необхо-
необходимо создать более мощные ракеты-носители, а следовательно, и более
мощные жидкостные ракетные двигатели.
Специалисты США стояли перед необходимостью создания, по существу,
новых и более мощных, чем существовавшие в этой стране, ракет-носите-
ракет-носителей, предназначенных для вывода различных полезных грузов на околозем-
околоземные орбиты.
Общественность США очень болезненно воспринимала систематическое
отставание от Советского Союза своей космонавтики. Так, например, сена-
сенатор Генри Джонсон в газете "Нью-Йорк тайме" от 6.Х 1957 г. назвал запуск
Советским Союзом первого искусственного спутника Земли "...уничтожаю-
"...уничтожающим .ударом по престижу Соединенных Штатов". После неудачной попытки
запуска первого американского спутника, предпринятой 6.XII 1957 г., дру-
другой сенатор Р.Рассел расценил это событие как "новый тяжелый удар по
нашему (т.е. США. — Г.С.) уже в значительной степени пострадавшему прес-
престижу".
Понимая это обстоятельство, руководящие круги в США по чисто прес-
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 десятиле-
десятилетия высадить человека на Луну с благополучным возвращением на Зем-
Землю..." [3, с. 77].
Советский Союз в решении проблемы изучения Луны пошел по более
рациональному пути, состоящему в использовании для этих целей автомати-
автоматических аппаратов, с помощью которых можно было получить ту же научную
информацию, какая могла быть получена с непосредственным участием
в этой программе человека.
Различные цели в освоении космоса закономерно приводили и к различ-
различным путям развития ракетно-космической техники в СССР и в США.
Новые задачи по освоению космического пространства предъявляли бо-
более сложные требования к ракетным двигателям. На рассматриваемом эта-
этапе были проведены работы по созданию двигателей весьма большой (до
105

700 тс) и весьма малой (до нескольких грамм) тяги, работавших на одно-
и двухкомпонентных, на высококипящих и низкокипящих топливах, де-
делались попытки повысить давление в камере сгорания до нескольких сот
атмосфер, проводились исследования по применению металлического го-
горючего и т.д.
На пути развития ракетных двигателей стояла неизменно сложная проб-
проблема их охлаждения, методы решения которой на рассматриваемом этапе
поднялись на новую, более высокую качественную ступень.
4.1. МЕТОДЫ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
С появлением космических аппаратов возникла необходимость в разра-
разработке двигателей, выполняющих различные функции в условиях косми-
космического пространства, такие, например, как ориентация и стабилизация ап-
аппарата, коррекция скорости и траектории его полета, проведение маневров
по стыковке и расстыковке с другими аппаратами и т.д.
Внешние условия, в которых должны были находиться и работать эти
двигатели, оказывали существенное влияние на их конструктивные особен-
особенности. При проектировании указанных двигателей специалистам приходи-
приходилось принимать во внимание целый ряд специфических обстоятельств. Так,
например, в условиях невесомости топливо в баках будет хаотически пере-
перемешиваться с пузырями газа, применяющегося для наддува баков, что мо-
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 моле-
молекулы, а также частицы конструкционных материалов, смазки, покрытий
и пр. В результате изменяются фрикционные свойства поверхностей, может
произойти самопроизвольная сварка подвижных контактирующих металли-
металлических частей двигателя. На различные материалы отрицательно воздейству-
воздействует и солнечная радиация, элементы космических ЖРД находятся в сложных
тепловых условиях: их температура может колебаться в широких преде-
пределах (-150ч-+150°С).
В первой половине 60-х гг. на пути создания таких ЖРД в мировом дви-
гателестроении наметилось два направления. В СССР под руководством
А.М.Исаева были разработаны двигатели с максимальным использованием
предшествующего опыта, полученного при создании мощных ЖРД. На со-
советских космических аппаратах широко используются ЖРД с насосной по-
подачей двухкомпонентного топлива и с камерами, имеющими регенератив-
регенеративное охлаждение. Такой двигатель использовался, например, для торможе-
торможения космического корабля "Восток". Этот ЖРД (ТДУ-1) работал на само-
самовоспламеняющемся топливе, состоящем из азотно-кислотного окислителя
и горючего на основе аминов. Его тяга составляла 1614 кгс A5,8 кН), дав-
давление в камере 57 кг/см2 E,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].
Такую же систему охлаждения имел и двигатель автоматической меж-
межпланетной станции, совершившей в 1966 г. мягкую посадку на Луну. В кор-
корректирующую тормозную двигательную установку (КТДУ-1) этой станции
входил однокамерный ЖРД с насосной подачей топлива. Двигатель разви-
развивал тягу 4640 кгс D5,5 кН) при давлении в камере 64 кг/см2 F,55 МПа)
и имел удельный импульс 2720 м/с.
106

Насосная система подачи топлива, регенеративное охлаждение камер
позволяли советским специалистам получать весьма высокие технические
характеристики космических ЖРД. Так, например, на космических стан-
станциях "Луна-16" и "Луна-20" основной ЖРД корректирующе-тормозной
двигательной установки, работавший на самовоспламеняющемся высоко-
кипящем топливе, содержавшем несимметричный диметилгидразин, удель-
удельный импульс составлял 3080 м/с, суммарное время работы 650 с, тяга мог-
могла изменяться (в трех режимах) от 1930 до 750 кгс A8,9 и 7,35 кН).
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.
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 труд-
трудно обеспечить требуемую надежность двигательных установок. Поэтому
в отличие от советских специалистов, сумевших решить эту задачу, они при-
приняли решение упростить конструкцию космических двигателей путем пере-
перехода к вытеснительной системе подачи топлива и созданию камер без реге-
регенеративного охлаждения.
Следует подчеркнуть, что в СССР также применяются двигатели с вытес-
вытеснительной системой подачи топлива. Так, например, по такой схеме был
построен двухкамерный ЖРД блока малой тяги КТДУ автоматических меж-
межпланетных станций "Луна-16" и "Луна-20". Однако, как уже отмечалось,
у нас в стране такие двигатели не получили широкого распространения.
Предпосылкой для разработки в США космических ЖРД упрощенной
конструкции послужили достижения в области новых конструкционных
материалов.
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 пример-
примерно равных условиях меньшую удельную плотность по сравнению, например, со сталью.
В апреле 1943 г. управление материалов ВВС США заключило с одной из фирм конт-
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.
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 технологичес-
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.
Один из существенных недостатков этих пластмасс состоял в их низкой влагостой-
влагостойкости. Волокна стекла разрушались под действием воды и водяных паров — при по-
погружении в воду материал терял до 50% своей механической прочности [132]. Этот
недостаток был устранен в результате научных исследований: было найдено связую-
связующее вещество — винилхлорсилан, увеличивавшее адгезию между стеклянными волок-
волокнами и смолой [132]. Кроме того, с этой же целью начали применять специальное стек-
стекло (Е-стекло) с содержанием 1% щелочей [131 ].
К концу 40-х гг. были достигнуты существенные успехи в разработке наполнителей
пластмасс: были созданы так называемые маты, применение которых вместо стекло-
стеклоткани оказалось более экономичным; были получены бесконечная стеклянная ровни-
ца, однонаправленные маты и толстая крученая пряжа [272, с. 57].
Эти работы улучшили технологические и экономические характеристики стекло-
стеклопластиков, и их потребление начало постепенно возрастать, причем не только в воен-
военных, но и в гражданских областях техники.
До середины 50-х гг. в промышленности США применялись пластмассы
на основе полиэфирных, силиконовых, меламиновых и других смол.
107

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 мате-
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, осно-
основанный на заранее предусмотренном разрушении теплопоглощающего по-
покрытия, получил название "абляция". Опыты с возвращаемыми конусами
ракет, проведенные во второй половине 50-х гг. наглядно показали специа-
специалистам США, что этот метод позволяет надежно предохранить конструкцию
летательного аппарата от действия высоких температур [95, с. 625]. Так на-
началось применение стеклопластиков в американской ракетно-космической
технике.
Разумеется, что армированные пластмассы используются и на советских
аппаратах: с их помощью обеспечивается, например, тепловая защита всех
спускаемых с орбиты космических кораблей.
Появление метода теплозащиты, называемого сейчас "абляционным ох-
охлаждением", сыграло большую роль при создании космических ЖРД в
США. Такое охлаждение имел, в частности, ЖРД AJ-10-137, предназначав-
предназначавшийся для верхней ступени ракеты "Титан-Ill". Первое огневое испытание
этого двигателя состоялось в июле 1963 г. [274].
Этот ЖРД имел тягу 3,6 тс C5,2 кН), удельный импульс 3000 м/с при
давлении в камере 7 кгс/см2 @,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 обра-
образован избыток горючего за счет впрыска горючего через периферийные фор-
форсунки. В качестве абляционного материала использовалось рефразиловое
волокно, пропитанное фенольнойсмолой.
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 экс-
экспедиционного отсека "Аполлона" [103; 104] и др.
Следует отметить, что применение этого метода в ракетно-космической
технике США привело к появлению целого научного направления по иссле-
исследованию его особенностей.
Изучение "механизма" абляции в ракетных двигателях имело дополни-
дополнительные трудности по сравненению с ее исследованиями на ракетах. Эти
трудности были обусловлены тем, что в камерах двигателей происходит
взаимодействие абляционного материала с химически активными продук-
продуктами сгорания и характер этого взаимодействия для разных топлив — раз-
разный. Тем не менее исследования особенностей процесса абляции в ЖРД про-
проводились. Как показано в работе [113], в начале 60-х гг. были получены ре-
результаты изучения этого процесса в двигателях, работающих на топливе
RP-1 и жидкий кислород, а также на фторводородном топливе. Такие ис-
исследования были впоследствии распространены и на другие топливные
смеси [176, 181] и широко проводятся до настоящего времени.
В 50-е гг. единственным методом изготовления деталей из стеклопласти-
стеклопластиков был метод прямого прессования в формах. Однако с началом приме-
применения пластмасс в ракетной технике появилась необходимость создавать
108

упногабаритные детали, что логично требовало увеличивать размеры обо-
дования, например штампов. Поэтому американские специалисты вынуж-
енъ\ были заниматься поисками новых технологических методов, пригод-
пригодных для изготовления таких деталей.
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 (напри-
(например, стекловолокно), скрепляемое с помощью связующего (смолы).
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 со-
совершенным по сравнению с намоткой.
Указанные три способа изготовления деталей (способ прямого прессова-
прессования, способ намотки и "Розетта") применяются равноправно. Например,
на одном из вариантов ЖРД космического аппарата "Сервейор" сопло изго-
изготавливалось с помощью всех этих методов [186].
Попытка улучшения абляционных материалов предпринималась и в дру-
других направлениях. Так, например, было установлено, что конструкции, из-
изготовленные методом намотки, имели склонность к выпучиванию и неста-
нестабильности форм из-за низкого сопротивления межслоевому сдвигу. Для
повышения прочности на сдвиг в фирме "Авро" был разработан метод
трехмерного армирования, которое осуществлялось за счет прошивки, про-
вязки 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.
Один из недостатков указанного метода абляции (назовем его поверх-
поверхностной абляцией) состоит в том, что при работе двигателя, как правило,
увеличивается диаметр его критического сечения, а следовательно, и изме-
изменяется его тяга. Поэтому американские специалисты разработали другие
методы абляционного охлаждения, позволяющие сохранять размеры крити-
критического сечения неизменными.
Один из них предполагает применение жаростойкой пористой матрицы,
изготовленной, например, из вольфрама или графита, пропитанной некото-
некоторым наполнителем (медью, тефлоном [113, с. 96], серебром, цинком [267,
С. 66] и др.). Если участок критического сечения сопла изготовить из тако-
такого материала, то при работе двигателя температура матрицы не будет пре-
превышать некоторого предельного значения, так как тепло будет поглощаться
за счет нагрева, плавления и испарения наполнителя, который, превратив-
превратившись в газ, будет выходить из пор матрицы, создавая "холодный" присте-
пристеночный слой.
Этот метод мы будем называть внутренней абляцией. Он пока не приме-
применяется в ЖРД, но иногда используется на некоторых в РДТТ, так же как и
другая его разновидность, которую условно назовем методом внешней аб-
абляции. При применении последнего стенки двигателя изготавливаются из
жаропрочного пористого материала. Вокруг стенки на наружной стороне ее
размещается какой-либо сублимирующий материал, например, тефлон, не-
некоторые нитриды и окислы. При работе двигателя этот материал начинает
сублимировать и полученный при этом газ проходит сквозь пористые стен-
стенки в камеру, что приводит к эффекту, подобному наблюдаемому при внут-
внутренней абляции. Разумеется, что давление генерируемого газа должно пре-
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 на-
109

чинает происходить путем излучения [113, с. 97]. Это обстоятельство на-
накладывает ограничения на выбор материалов стенки и наполнителя. Дейст-
Действительно, нитрид алюминия имеет высокую температуру плавления и, не-
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.
В начале 60-х гг. в США вновь появился интерес к методам изоляции и
теплопоглощения, чему в немалой степени способствовало то обстоятель-
обстоятельство, что в промышленности появились огнеупорные материалы с достаточ-
достаточно хорошими характеристиками. В настоящее время нет сведений о приме-
применении на штатных ЖРД в США метода теплопоглощения. В ряде работ отме-
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].
Что же касается метода изоляции, то он используется, как правило, в со-
сочетании с внешним регенеративным и пленочным охлаждением. Выше уже
отмечалось, что огнеупорные материалы применялись на ЖРД Р-4 и XLR-99.
Примером космических двигателей, на которых использовались такие ма-
материалы, могут служить ЖРД ТД-280 и ТД-339 для космического аппарата
"Сервейор".
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.
В начале 70-х гг. этот метод был практически использован американски-
американскими специалистами на корректирующем двигателе ракетной ступени "Ад-
жена", что позволило применить на нем новый, более плотный окислитель
на основе азотной кислоты и повысить в результате его удельный импульс
почти на 2 с A9,6 м/с) [145, 183].
Кроме абляционных и керамических материалов, в американском дви-
гателестроении нашли широкое применение и жаропрочные сплавы редких
металлов: тантала, ниобия, молибдена и пр. Большинство из этих материа-
материалов в 30-е гг. были редкостью даже в научных лабораториях, не говоря уже
о их практическом использовании. Так, например, в то время считалось, что
ниобий — вредная примесь в танталовом сырье, и весь мировой запас изде-
изделий из ниобия (листы, проволока и т.д.) составлял в 1930 г. всего 10 кг
[37, с. 5].
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, связан-
связанных с поиском залежей руд этих металлов, организацией их добычи и пере-
переработки, с получением сплавов на основе этих металлов и разработкой тех-
технологии их обработки.
Положение усугублялось еще и тем, что фундаментальная наука сильно
отставала от потребностей практики и решение различных проблем, возни-
возникавших при разработке новых сплавов, проводилось методом, который
лучше всего можно охарактеризовать как метод проб и ошибок. Исследова-
Исследователям, по существу, было ясным только то, что механические примеси
ухудшают свойства этих металлов. В рамках этого положения и проводи-
проводились соответствующие исследования, хотя единой их линии не было -
каждая лаборатория проводила изучение образцов, "загрязненных" по-свое-
110

и получала при этом результаты, отличные от результатов других спе-
алистов или вообще ошибочные. Так, например, долгое время считалось,
цт0 температура плавления ниобия составляет 1950° С, и лишь впоследствии
казалось, что он плавится при 2500°С [37, с. 7]. Примерно так же обстоя-
0 дело и с оценкой температуры плавления чистого бериллия. Долгое вре-
время считалось, что она находится в интервале 1280—1950° С, и только в пер-
яой половине 50-х гг. появилось сообщение, что эта температура находится
в пределах 1280-1285° С.
Практически до второй половины 50-х годов все рассматриваемые мате-
материалы находились на сравнительно низком уровне своего развития и не при-
применялись в ракетной технике США, причем исследователей в первую оче-
очередь интересовали не столько высокотемпературные свойств'а новых мате-
материалов, сколько другие замечательные их характеристики.
Для применения этих материалов в ракетных двигателях необходимо бы-
было создать специальные жаропрочные сплавы, найти способы предотвраще-
предотвращения их от окисления при высоких температурах.
Постепенно проблемы решались и, когда америь^анские специалисты на-
начали поиск способов изготовления космических ЖРД без регенеративного
охлаждения, они обратили внимание на эти материалы. С их использовани-
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, поступаю-
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.
Работы по созданию небольших ЖРД с радиационным охлаждением нача-
начались в 1961 г. на ряде фирм ("Маквардт", "Рокетдайн", "Аэроджет",
"Белл", "Викерс", "Маниполис"). Первоначально испытывались камеры из
жаропрочного сплава 90Та—10W, не предохраняемого противоокислитель-
ными покрытиями. При этом предполагалось, что за счет соответствующей
конструкции форсуночной головки и работе при избытке горючего окисле-
окисление стенок может быть уменьшено до предела, при котором жаропрочные
металлы могли успешно работать при температуре 2200 С. Однако в про-
процессе испытаний выяснилось, что скорость окисления незащищенного ме-
металла была большой, но при этом было также установлено, что температуры
стенок можно поддерживать ниже предполагаемого значения: при давле-
давлении в камере 6 кгс/см2 они не превышали 1600° С, т.е. величины, при кото-
которой молибденовая стенка с дисилицидным противоокислительным покры-
покрытием могла выдерживать работу в течение 1,5 ч. С повышением температу-
температуры стенок допустимое время работы двигателя уменьшалось, оказываясь
весьма коротким при 1850° С, и, наоборот, с ее понижением оно увеличива-
увеличивалось, достигая, например при 1500° С, трех часов [138, с. 107].
Сплавы молибдена нашли широкое применение в космических ЖРД. Они
использовались при изготовлении двигателей системы управления косми-
космическим аппаратом "Аполлон" [256], сопла ЖРД ТД-339 для космического
аппарата "Сервейор" [188, с. 18] и др.
В первой половине 60-х гг. проводились работы по созданию двигателей
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 D42 Н), изготовленный из ниобиевого сплава 99%
1Mb + 1% Zr [282, с. 47]; из ниобиевого сплава С-103 была изготовлена юб-
юбка сопла посадочного ЖРД и насадок сопла ЖРД AJ-10-137 космического
корабля "Аполлон" [103-104].
lit

Ассортимент жаропрочных сплавов, использовавшихся в ракетном дВи.
гателестроении, 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 дви-
двигателей из гафния [216, с. 52] и т.д.
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 четы.эех-
окиси азота и монометилгидразине. Его тяга составляла 136 кгс A330 Н)
при давлении в камере порядка 8,2 кгс/см2 @,836 МПа) и удельном им-
импульсе 282 с B770 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 переда-
передавался по стенкам камеры к местам, охлаждаемым завесой жидкости [48].
Положительный эффект в этой схеме был обусловлен применением берил-
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.
Заметим, что независимо от того, какой метод тепловой защиты исполь-
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 продук-
продуктов сгорания, достигающее 90 кгс/см2. Это обстоятельство объясняется до-
довольно просто: низкое давление в камере необходимо американским спе-
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 оказы-
оказывается выше допустимой, и американские специалисты вынуждены снижать
температуру сгорания топлива, повышая расход одного из его компонен-
компонентов, т.е. обеспечивая работу при неоптимальном соотношении компонентов
топлива. Разумеется, что во всех случаях конструкция форсуночной голов-
головки выбирается такой, чтобы на стенке камеры был избыток горючего.
Снижение температуры сгорания топлива неминуемо приводит к сниже-
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 американ-
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-И" и существенно уступает со-
советскому ЖРД РД-119.
Во второй половине 60-х гг. на космических ЖРД США все чаще начина-
начинает находить применение внешнее регенеративное охлаждение, использовав-
использовавшееся в сочетании с методами теплозащиты. Так, например, на фирме "Тио-
"Тиокол" был создан двигатель'Тадиамик" С-1, работавший на четырехокиси
азота и монометилгидразине. Он развивал тягу 45 кгс D42 Н) и имел ком-
комбинированную систему охлаждения: камера сгорания охлаждалась регенера-
регенеративно, а сопло — излучением [255, 273].
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", образо-
112

энное из сочетания двух слов "вортекс" (вихрь) и "керамик" (керами-
(керамика) • Двигатель развивал тягу в вакууме, равную примерно 14^-47 кгс
A37-460 Н) при давлении в камере 5-М7,5 кгс/см2 @,51-М,7 МПа).
Он работал на топливе моно мети л гидразин и смесь 90% (повесу) четырех-
окиси азота и 10% окиси азота. Его максимальный удельный импульс сос-
составлял 287 с B820 м/с). Камера сгорания и наиболее теплонапряженная
часть сопла охлаждались регенеративно через четырехзаходный охлаждаю-
охлаждающий тракт. В критическом сечении сопла был предусмотрен керамический
вкладыш, уменьшавший тепловой поток к хладагенту. Охлаждению каме-
камеры способствовал вихревой впрыск горючего. При этом создавалась защит-
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 изго-
изготовлена из молибденового сплава (Мо + 0,5% ~П) и охлаждалась излучением
[188].
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, стрем-
стремление уменьшить давление его подачи послужили основной предпосылкой
для применения метода, получившего название "открытых труб", при ко-
котором хладагент после прохождения охлаждающего тракта вытекает в ок-
окружающее пространство. Разумеется, что этот метод приводит к некоторым
потерям в удельном импульсе двигателя [138, с. 8].
В середине 60-х гг. усилиями специалистов фирмы "Белл" была разрабо-
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, движущий-
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
B20 Н), 31,5 C10 Н) и 450 кгс D41 Н). Средняя полнота сгорания топли-
топлива составляла 0,95; давление в камере равнялось соответственно 1,4—4,6
@,14-0,47 МПа); 4,5-6 @,46-0,61 МПа) и 17-18 кгс/см2 A,73-
1,83 МПа); максимальная температура стенки камеры сгорания не превы-
превышала 20% от температуры сгорания. Применение этого метода позволило
использовать для изготовления камеры обычные никелевые сплавы без тер-
термостойких покрытий [283].
Еще в 1942 г. Р.С.Гауглер запатентовал устройство для отвода тепла (па-
(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, превра-
превратиться в пар,'который заполнит всю трубу. Если же другой ее конец при
этом охлаждать, то пар будет на нем конденсироваться и капельки жидкос-
жидкости под действием капиллярного эффекта будут двигаться по микрокана-
микроканалам к нагреваемому концу, где вновь происходит нагрев, испарение и т.д.
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
8.3ак. 1830 113

обеспечения теплового режима элементов космических аппаратов (патент
США № 3152774, 1964 г.). В результате в США начались работы по примене-
применению тепловых труб и для охлаждения ЖРД. Весьма высокие температурь,
характерные для ракетных двигателей, логично привели к попыткам ис-
использовать наиболее теплостойкие материалы для корпуса труб и высоко-
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 ве-
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 [127] *, работающих при невысоких давлениях в камере.
В конце 60-х — начале 70-х гг. на фирме 'Тиокол" была разработана ра-
диационно-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 пиролитичес-
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 ох-
охлаждения, так как в этом случае при неисправности одной секции могло
произойти лишь частичное нарушение охлаждения. Внутренняя стенка теп-
теплообменника служила поверхностью конденсации паров рабочего тела, а
торцы труб, примыкавшие к горловине сопла, — испарительной поверх-
поверхностью.
Двигатель развивал тягу 63 кгс F20 Н) при давлении в камере 6,8 кгс/
/см2 @,695 МПа). При его доводке встретились трудности, связанные
с'тем, что температура стенок ЖРД оказывалась выше той, при которой
работали тепловые трубы [262].
Следует отметить, что в 60-е гг. в США проводились достаточно широкие
исследования точности расчетов удельных тепловых потоков от продуктов
сгорания в стенку двигателя.
Эксперименты, проведенные с соплом, по которому протекал нагретый
воздух, показали, что их результаты достаточно хорошо согласуются с ре-
результатами расчетов (в пределах 15%) по упрощенному уравнению Бартца
приТопр*Т^ [110, с. 562].
Вместе с тем исследования показали, что при больших углах конусности
докритической части сопла и при пониженных числах Рейнольдса результа-
результаты опытов были значительно ниже данных расчета для области критическо-
критического сечения и закритической части сопла.
Детальные исследования, проведенные на ЖРД, также показали, что
в области малых величин числа Re и больших углах конусности сужаю-
сужающейся части сопла, начиная с дозвуковой области сопла, экспериментальные
данные располагаются ниже расчетных [279], гцэичем при уменьшении числа
Re это явление проявляется сильнее.
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° х 2, и углом
* До настоящего времени не известно ни одного американского штатного ЖРД с
охлаждением с помощью тепловых труб.
114

раствора расширяющейся части, составляющем 15° х 2, при давлении
торможения 2—17,5 кгс/см2 @,2—1,78 МПа) и температуре торможения
1250—2500°С на сужающейся части сопла вплоть до его критического сече-
сечения за счет ламинаризации потока продуктов сгорания имело место умень-
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 до критической части сопла, при давлениях торможения
-р0 <10,5 кгс/см2 A,07 МПа) и температуре торможения То = 835 К тепло-
теплоотдача в стенку уменьшается в дозвуковой части и достигает ~50% в крити-
критическом сечении по сравнению с обычными величинами теплоотдачи в турбу-
турбулентных пограничных слоях.
Таким образом, появился новый метод, способствующий охлаждению
небольших ЖРД, состоящий в соответстгующем выборе геометрии сопла.
Поиск новых методов и оптимальных схем систем охлаждения ЖРД
в 60-х — 70-х гг. в США проводился достаточно интенсивно, хотя удовлет-
удовлетворительные результаты появлялись сравнительно редко. Для полноты
картины отметим некоторые оригинальные предложения, не нашедшие,
однако, практического применения на штатных ЖРД.
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 10~2 -М0~3%, в качестве которых для
горючих, совместимых с водой (например, гидразина), предлагалось ис-
использовать водные растворы окиси полиэтилена, а для углеводородных го-
горючих — полизобутилен в бензоле. Отмечалось, что поверхностно-активные
вещества могут также подаваться на стенки камеры через специальные фор-
форсунки, а при кратковременных испытаниях — заранее наноситься на стенки
в виде слоя пасты.
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, поз-
позволяло уменьшить расход горючего на завесу.
Один из методов охлаждения был приведен в работе [236], в которой
предлагалось применять транспирационное охлаждение с помощью жидко-
металлического теплоносителя, "продавливаемого" через пористую воль-
вольфрамовую стенку.
В патенте [165] предлагались рецептура и метод изготовления метил-
полисиликонов, предназначенных для добавки к углеводородному и спир-
токислородному топливам для защиты стенок от тепла. При горении топли-
топлива в результате этой добавки создаются облака конденсированных частиц,
экранирующих стенки камеры сгорания от радиационных потоков.
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 харак-
характер, работы по охлаждению ЖРД опирались в основном на прикладные
научные исследования.
На рассматриваемом этапе в мировой практике сложились две различ-
различные технические концепции по вопросу о наиболее целесообразных путях
тепловой защиты, космических ЖРД. Советские специалисты считали целе-
целесообразным создание таких двигателей с насосной системой подачи топли-
115

ва и регенеративным охлаждением, что позволяло создавать двигатели с
Высокими техническими характеристиками. Специалисты США придержи-
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 работа-
работали при низком давлении в камере и имели в целом удельный импульс
ниже, чем у советских ЖРД.
4.2. МЕТОДЫ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ЖРД ДЛЯ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
Жидкостные ракетные двигатели, созданные или начавшие создавать-
создаваться в СССР в 50-е гг., позволяли решать подавляющее большинство задач,
стоящих перед советскими специалистами по выводу в космос полез-
полезных нагрузок. Система охлаждения, применявшаяся на уже упомянутых
двигателях РД-107, РД-108, РД-214, давала возможность обеспечить сохран-
сохранность материальной части более совершенных двигателей, имевших,
например, давление в камерах, превышающее достигнутое в 50-е гг. В на-
начале 60-х гг. специалистами ГДЛ-ОКБ был сдан в эксплуатацию ЖРД РД-119,
имевший давление в камере, равное 80 кгс/см2 (8,15 МПа), и использо-
использовавшийся на второй ступени ракеты-носителя "Космос". Одновременно
был создан двигатель РД-111, имевший такое же давление в камере, как и
РД-119, и двигатель РД-219 с давлением, составляющем 75 кгд/см2
G,15 МПа).
Для дальнейшего совершенствования двигателей было необходимо,
очевидно, повышать давление в камере сгорания. Однако на этом пути
стояла весьма серьезная проблема, сущность которой заключалась в сле-
следующем.
Во всех существовавших двигателях газ, вырабатываемый газогенера-
газогенератором, поступал на привод турбонасосного агрегата и затем выбрасывал-
выбрасывался в окружающую среду. Потери этого газа (или, другими словами, топли-
топлива) до давления в камере, равного 80—90 кгс/см2, были незначительны
и для двигателей с тягой от 10 до 150 тс составляли примерно 1—2%.
Однако при дальнейшем повышении давления они возрастали до неприем-
неприемлемых величин.
Для решения этой проблемы необходимо было существенно изменить
принципиальную схему работы двигателей. Задача могла быть решена^е-
реходом к созданию ЖРД, работающих по схеме с дожиганием газа, при
которой отработанный в турбонасосном агрегате газ направляется в каме-
камеру, где и сжигается.
Непосредственно к решению этой задачи приступили специалисты РНИИ,
разработавшие и испытавшие ЖРД новой схемы в 1958—1959 гг. В резуль-
результате появилась реальная возможность создать двигатели с давлением в ка-
камере, втрое превышавшим то, которое было на двигателях ракеты-носи-
ракеты-носителя "Восток". Однако на пути к таким ЖРД стояла весьма сложная про-
проблема охлаждения.
Несмотря на все трудности, двигатели, работающие по схеме с дожига-
дожиганием генераторного газа, были созданы у нас в стране к середине 60-х гг.
Они используются, в частности, на всех ступенях космической ракеты
"Протон", с 1965 г. совершающей космические рейсы.
На первой ступени этой ракеты установлен однокамерный двигатель
РД-253, изготовленный в ГДЛ-ОКБ. Он работает на высококипящем само-
самовоспламеняющемся топливе при давлении в камере 150 кгс/см2 A5 МПа).
Тепловая защита его камеры более мощная, чем на всех предшествующих
ЖРД, и осуществляется следующим образом.
116

Один из компонентов топлива проходит по фрезерованному охлаждаю-
охлаждающему тракту, снимая тепло со стенки камеры. Для уменьшения величины
теплового потока от продуктов сгорания к хладагенту на внутреннюю
(огневую) поверхность камеры нанесено огнеупорное керамическое по-
покрытие, которое, в свою очередь, защищается газожидкостной пленкой,
образующейся в результате подачи компонента топлива из охлаждающего
тракта через отверстия в стенке [10, с. 31].
В.П. Глушко в одной из своих работ о таких ЖРД писал: "При разработ-
разработке этих двигателей были использованы новейшие достижения термоди-
термодинамики, гидро- и газодинамики, теплопередачи, теории прочности, метал-
металлургии высокопрочных и жаростойких материалов, химии, электронной
вычислительной техники, измерительной техники, вакуумной, электрон-
электронной и плазменной технологии. Создание таких двигателей является одним
из основных достижений ракетно-космической техники СССР" [20, с. 33—
34].
Нет сомнения в том, что в настоящее время советские специалисты ве-
ведут новые исследования и разработки, направленные на создание еще
лучших образцов ЖРД, позволяющих решать новые и еще более сложные
задачи по освоению космического пространства.
Специфические задачи, стоявшие в 60-е гг. перед американскими спе-
специалистами, обусловили появление в то время большого количества все:
возможных больших ЖРД, среди которых в первую очередь следует от-
отметить двигатели, работающие на водородно-кислородном топливе.
Сама по себе идея использования такого топлива была не нова: ее выска-
высказал еще в 1903 г. К.Э. Циолковский. Однако практическое применение
водорода и кислорода наталкивалось на определенные трудности. Смесь
этих химических элементов чрезвычайно взрывоопасна, жидкий водород,
имеющий низкую температуру кипения B0 К), трудно транспортировать
и его желательно производить недалеко от стартовой позиции, топливные
баки для водорода должны иметь мощную теплоизоляцию и могут ока-
оказаться тяжелыми. Следует отметить, что для решения различных косми-
космических задач на околоземных орбитах использование водородно-кислород-
ного топлива не обязательно, так как эти задачи с успехом могут быть
решены и ракетами, работающими на других видах топлива.
Так как специалисты США решали проблемы пилотируемого полета
на Луну и должны были, следовательно, позаботиться о достаточных запа-
запасах энергетики, они обратили внимание на водородно-кислородное топли-
топливо, ознакомительные работы по которому возобновились в США еще в
середине 50-х гг.
В 1955 г. на фирме "Пратт—Уитни" были проведены исследования "по-
"потенциальных возможностей жидкого водорода" для использования его в
реактивной и ракетной технике [101, с. 59]. В 1956 г. после получения
положительных результатов между ВВС США и фирмой был подписан
контракт на разработку реактивного двигателя, который получил обозна-
обозначение 04" и должен был работать на водороде [223].
Параллельно с работами по его созданию проводились и исследования
в области разработки водородно-кислородного ЖРД, а в марте 1958 г.,
после окончания программы исследований по двигателю 04", специали-
специалисты фирмы разработали детальный проект такого ЖРД. В октябре того же
года между фирмой и отделом перспективных разработок ВВС был заклю-
заключен контракт на создание широко известного в настоящее время двигате-
двигателя RL-115, позже получившего обозначение RL-10. В июле 1959 г. на фирме
было проведено первое огневое испытание собранного ЖРД, а в ноябре
1961 г. начались его предполетные испытания [101, с. 59].
117

Как известно, тяга двигателя составляла 6,8 тс F6,6 кН) при давлении в
камере 21 кгс/см2 B,14 МПа) и удельном импульсе 420 с D120 м/с);
его камера сгорания имела трубчатую конструкцию и охлаждалась водо-
водородом, который сначала поступал в кольцевой коллектор, располагавший-
располагавшийся от среза сопла на расстоянии 1/4 от полной длины сопла, затем протекал
по трубкам к срезу сопла, там поворачивал и по другим трубкам проходил
к головке камеры (конструкция тракта получила название "полтора про-
прохода") . При прохождении охлаждающего тракта водород, газифицировался
и направлялся в турбину ТНА (т. е. этот тракт выполнял функции свое-
своего рода газогенератора), откуда затем подавался в камеру сгорания. Фор-
Форсунки обеспечивали на стенке камеры избыток водорода [212].
Следует отметить, что водородно-кислородное топливо имеет сравни-
сравнительно низкую температуру сгорания — она ниже примерно на 200° С, чем
кислородно-керосинового топлива. Кроме того, водород является хоро-
хорошим хладагентом, так как по сравнению с другими горючими он допускает
более высокую температуру стенки. Однако во время разработки ЖРД
RL-115 особенности охлаждения водородом еще только изучались, и спе-
специалисты фирмы "Пратт— Уитни", ставшие в США пионерами в создании
кислородно-водородных ЖРД, испытывали соответствующие трудности
в решении проблемы охлаждения.
Работы по созданию водородно-кислородных ЖРД проводились в США
довольно широко. В 1960 г. на фирме "Рокетдайн" разрабатывался во-
дородно-кислородный ЖРД J-2 (серийное производство было начато летом
1963 г. [102, с. 56]). Он имел тягу 90 тс (880 кН) при давлении в каме-
камере сгорания, равном 44 кгс/см2 D,5 МПа) [102, с. 56; 238, с. 8; 265].
Дальнейшим развитием этого ЖРД стал двигатель J-2S, огневые испыта-
испытания которого проводились с ноября 1968 г. по июль 1970 г. [156]. На фир-
фирме "Аэроджет" разрабатывались водородно-кислородные ЖРД AJ-1000
[220, с. 27] и М-1 [268], не доведенные, однако, до стадии практическо-
практического использования.
С точки зрения системы охлаждения эти двигатели почти не имели
принципиальных отличий от своих предшественников: все та же труб-
трубчатая конструкция камер, охлаждение регенеративное, водородом, в со-
сочетании с внутренним холодным пристеночным слоем продуктов сгорания.
Новым было лишь то, что на ЖРД J-2 периферийная часть форсуночной
головки изготавливалась из пористой нержавеющей стали и впервые имела
транспирационное охлаждение [263, с. 54].
Параллельно с этими работами в США проводились и перспективные ис-
исследования. Так же как и советсткие специалисты, исследователи США в на-
начале 60-х гг. начали разрабатывать двигатели, работающие по схеме с дожи-
дожиганием и высоким давлением в камере. Такие исследования для случая
водородно-кислородного топлива проводились на фирме "Пратт—Уитни"
в двух основных направлениях.
Во-первых, в период с 1960 по 1963 г. на ЖРД с тягой, примерно равной
2,8 тс B7,5 кН), и давлением в камере 270 кгс/см2 B7,5 МПа) было опро-
опробовано пленочное охлаждение. В 1964 г. проходил испытания двигатель с
тягой 19,5 тс A92 кН) (позднее она была доведена до 21,8 тс B14 кН)
при давлении в камере 190 кгс/см2 A9,4 МПа)), охлаждение которого
осуществлялось через 27 поясов завесы внутреннего охлаждения [229].
Во-вторых, в 1963 г. на этой фирме был спроектирован двигатель RL
20р-3, рассчитанный на тягу 113 тс A10 кН) при давлении в камере
210 кгс/см2 B1,4 МПа) [100], на уменьшенных копиях которого, имев-
имевших тягу 5 тс D9 кН) и подвергавшихся в том же году огневым испы-
испытаниям [178, 224, 230], отрабатывалось транспирационное охлаждение
118

камеры сгорания и горловины сопла в сочетании с внешним регенератив-
регенеративным охлаждением закритической части сопла.
Первый способ имел, по свидетельству американских специали-
специалистов, тот недостаток, что при его реализации уменьшалась (по срав-
сравнению, по-видимому, с транспирационным охлаждением) экономич-
экономичность двигателя.
На пути применения транспирационного охлаждения также стояли
существенные трудности: в промышленности не было материалов с пе-
переменной пористостью. Специалисты фирмы пытались выйти из этого
затруднения путем искусственного создания (механическим путем) та-
таких материалов. Они изготавливали камеры в виде набора прилегающих
друг к другу тонких медных колец, на торцовых поверхностях которых
в радиальном направлении были предусмотрены канавки ("поры") для
прохода хладагента [229].
В ходе последующих работ специалисты фирмы "Пратт— Уитни" сосре-
сосредоточили свои усилия в основном на отработке двигателей с транспирацион-
транспирационным охлаждением. В 1966 г. они начали разработку ЖРД XLR-129 с тягой
115 тс A130 кН) при давлении в камере 210 кгс/см2 B1,4 МПа), имев-
имевшего такое охлаждение и длительное время расценивавшегося как воз-
возможный вариант двигателя для космического самолета [177].
Успех, наметившийся на фирме "Пратт—Уитни", привел к тому, что
НАСА, желая повысить качественный уровень двигателей с высоким давле-
давлением, привлекло к их разработке и другие фирмы. В конце 60-х гг. к их
созданию приступили на фирме "Аэроджет" [280, с. 32] и на фирме "Ро-
кетдайн", проводившей свои работы совместно со специалистами западно-
западногерманской фирмы "Мессершмидт—Белков—Блом", занимавшимися дви-
двигателями замкнутой схемы с 1956 г. [196].
В 1970 г. НАСА выдало этим трем фирмам ("Пратт—Уитни", "Рокет-
дайн" и "Аэроджет") заказы общей суммой 6 млн. долл. на разработку
проекта ЖРД для космического самолета. Срок выполнения заказа со-
составлял одиннадцать месяцев, в течение которых указанные фирмы долж-
должны были построить экспериментальные двигатели с высоким давлением в
камере сгорания, тягой 180 тс A765 кН), достигаемой в результате сжи-
сжигания жидких кислорода и водорода [213, с. 2].
В 1971 г. фирмы выполнили заказ, а специальная комиссия НАСА про-
произвела отбор лучшего ЖРД, которым, по ее мнению, оказался двигатель
фирмы "Рокетдайн" [229, с. 194; 231, с. 1], имевший внешнее регенера-
регенеративное охлаждение.
Этот двигатель в настоящее время Достаточно широко известен, поэто-
поэтому остановимся более подробно только на методах его охлаждения. Преж-
Прежде всего американские специалисты уделили большое внимание выбору
длины и конфигурации камеры сгорания и сопла, так как эти параметры
существенно влияют на массу, теплопередачу и другие характеристики
двигателя.
Как показано в работе [135, с. 4], длина камеры сгорания и ее степень
уширения (т. е. отношение площади ее поперечного сечения к площади
критического сечения сопла) выбирались с учетом требований теплопере-
теплопередачи, минимальных гидравлических потерь и массы двигателя.
При большой длине камеры толщина пограничного слоя продуктов
сгорания в районе критического сечения сопла оказывается больше, а сле-
следовательно, удельный тепловой поток, поступающий в сгенку, в этом слу-
случае будет меньше. Кроме того, с увеличением ее длины уменьшается сте-
степень влияния эффектов впрыска и горения топлива на тепловой поток в
сопле (рис. 40). С "другой стороны, при большей длине камеры (при прочих
119

Рис 40
Рис. 40. Зависимость плотности тепло-
теплового потока в критическом сечении
сопла и эффекта впрыска и горения топ-
топлива от длины камеры сгорания
1 — наибольшее значение теплового
потока; 2 — наименьшее значение тепло-
теплового потока
Р и с. 41. Влияние степени уширения и
длины камеры на потери давления
в охлаждающем тракте
/ - 350 мм; 2 - 300; 3 - 250;
4 - 400 мм
Рис. 42. Зависимость массы двигателя
от степени уширения камеры и ее длины
Длина камеры: 7 —400мм; 2—250;
3-300; 4 -350 мм
J
Рис. 42
равных условиях) оказываются больше гидравлические потери в охлаж-
охлаждающем тракте.
Большая степень уширения (> 5) приводит к уменьшению толщины
пограничного слоя в районе критического сечения сопла, а значит, и к уве-
увеличению плотности теплового потока, поступающего в стенку (рис.41).
С другой стороны, при малой степени уширения (< 2) возникали не-
некоторые ограничения, связанные с особенностями конструкции охлаждаю-
охлаждающего тракта [135, с. 4] .
От степени уширения камеры зависит также и масса двигателя (рис. 42).
На рассматриваемом ЖРД она (т. е. степень уширения) была выбрана
в конечном счете равной трем (при длине камеры сгорания 350 мм).
При большем ее значении масса двигателя возрастала из-за увеличения
массы некоторых его элементов (камеры, форсуночной головки и пр.),
при меньшей — масса двигателя увеличивалась из-за повышения величины
гидравлических потерь хладагента, приводящих к необходимости увели-
увеличивать массу системы подачи топлива, трубопроводов и т. д.
120

Угол сужения докритической части сопла был выбран сравнительно
небольшим — его величина составляла 25° и выбиралась из условия, чтобы
толщина теплового пограничного слоя в районе критического сечения сопла
была по возможности больше {т. е. чтобы плотность теплового потока
была по возможности меньше) и, кроме того, чтобы общий тепловой по-
поток в стенку, возрастающий по мере уменьшения этого угла за счет уве-
увеличения площади поверхности стенки, был меньше.
Выбор отношения радиусов г с/г * сопла производился с учетом следую-
следующих факторов. При г с/г* > 1 ухудшение характеристик сопла было мень-
меньше, но при этом увеличивалась площадь поверхности стенки в районе
критического сечения сопла, воспринимающая тепловой поток наиболее
значительной плотности. При г Jr #< 1 потери в сопле становились более
значительными, а площадь поверхности, поглощающей тепловой поток
большой плотности в районе критического сечения, оказывалась меньшей.
Вместе с тем дополнительное ускорение потока за счет быстрого сужения
сопла еще более утончало пограничный слой и теплоотдача в районе гор-
горловины становилась больше. В конечном счете было выбрано отношение
радиусов, равное 1, что было разумным компромиссом между величиной
потерь характеристик сопла и величиной теплового потока, поступающего
в его стенку [135, с. 6].
Выбор степени расширения сопла, равного 5:1, производился с уче-
учетом условий, обеспечивающих минимальный вес двигателя (т. е. диаметр
и, следовательно, вес коллектора для входа хладагента выбирались по
возможности минимальными), минимальные гидравлические потери в
охлаждающем тракте, а также с учетом охлаждающих возможностей хлада-
хладагента [135, с. 6] и величины удельного импульса.
На этом двигателе был практически реализован метод интенсификации
теплоотдачи к хладагенту (водороду) за счет кривизны охлаждающего
тракта. С этой целью было выбрано направление движения водорода от
сопла к головке, что позволяло в 1,4 раза увеличить теплоотдачу в зоне,
имеющую длину примерно 40 мм и протянувшуюся от критического се-
сечения вверх по соплу [135, с. 6].
Выбранное направление протекания хладагента имело еще одно пре-
преимущество по сравнению с его движением от головки к соплу, состояв-
состоявшее в том, что температура водорода в район** критического сечения
сопла, где имеют место максимальные массовая скорость и перепад дав-
давления хладагента (на единицу длины), оказывалась в этом случае сущест-
существенно ниже B00° С по сравнению с 320° С), так что, во-первых, обеспе-
обеспечивался большой перепад температур между хладагентом и стенкой, а во-
вторых, оказывалось, что средняя температура водорода в этом районе
соответствовала той, при которой потери давления на единицу длины
были минимальными.
Сложная задача, связанная с проблемой охлаждения, возникала в связи
с необходимостью удовлетворения требований многоразовости запусков
этого ЖРД. Для ее решения необходимо было разработать материал, обла-
обладавший и высокой теплопроводностью, что было необходимо в связи с
требованиями по теплопередаче, и высокими усталостными характери-
характеристиками. Такой материал был создан в результате совместных работ спе-
специалистов фирЪлы "Рокетдайн" и английской "Ассоциации развития метал-
металлургической промышленности". Он представлял собой медный сплав
системы Си—Ag—Zr, получивший название "Нарлой".
* гс — радиус сопряжения докритической и закритической частей сопла, г* — радиус
критического селения сопла.
121

Отличительной особенностью этого двигателя было то, что стенки его
камеры сгорания не имели пленочного охлаждения [135]. Другими ело.
вами, на нем не было ярко выраженного пристеночного "холодного" слоя
топлива: по всему поперечному сечению камеры создавалось одно и то >ке
оптимальное соотношение компонентов так, что везде, в том числе и на
стенке, имел место избыток водорода. Такой подход позволил свести к
минимуму потери в удельном импульсе: полнота сгорания у этого ЖРд
составляла 99,5%, что по сравнению с 98,7% у двигателя J-2 было большой
величиной.
На этом двигателе было реализовано и транспирационное охлаждение -
с его помощью охлаждалась периферийная часть форсуночной головки,
подобно тому как это имело место у двигателя J-2 [259].
При проектировании ЖРД для космического самолета американские
специалисты вынуждены были пересмотреть свой подход к проектиро-
проектированию конструкции охлаждающего тракта. Если до этого в США тради-
традиционно использовались камеры трубчатой конструкции, то на указанном
двигателе начали применяться камеры с фрезерованными каналами. При-
Причина этого перехода состояла в том, что при одинаковой массовой ско-
скорости и прочих равных условиях температура хладагента в трубках была
выше, чем в каналах. Это объяснялось тем, что внутренняя, огневая по-
поверхность камеры с отфрезерованными каналами оказывалась гладкой,
с минимальной площадью, воспринимающей тепловой поток от продуктов
сгорания, в то время как у трубчатой конструкции огневую поверхность
сделать совершенно гладкой было невозможно (так как трубки имеют
овальную или близкую к ней форму), а следовательно, ее тепловоспри-
нимающая площадь оказывалась большой.
У фрезерованных каналов есть еще одно преимущество перед трубками,
состоящее в том, что при их использовании появляется возможность обес-
обеспечивать оптимальную с точки зрения теплопередачи толщину ребра. При
применении же трубчатой конструкции такой возможности нет, так как
толщина ребра в этом случае определяется толщиной огневой стенки (равна
удвоенной толщине стенки плюс толщина припоя), выбираемой из усло-
условия теплопередачи. Однако на двигателе для космического самолета вы-
выигрышем в теплопередаче за счет оптимального оребрения американские
специалисты попросту пренебрегли.
В конечном счете на камере сгорания этого двигателя располагалось
300 шт. каналов шириной 1 мм и глубиной 2,5 мм. Внутренняя поверх-
поверхность этих каналов оставлялась шероховатой после механической обра-
обработки, что позволяло получить некоторый выигрыш в теплоотдаче к
хладагенту.
Создание камеры сгорания наталкивалось на технологические труд-
трудности, связанные, в частности, с малой шириной каналов и небольшой
толщиной огневой стенки, составлявшей, по данным работы [146], все-
всего 0,71 мм. Для решения этой проблемы американские специалисты раз-
разработали станок с "электронно-программным" управлением, который с
помощью ультразвукового микрометра производил измерения контура
внутренней поверхности и толщины стенки камеры сгорания, выполнял
автоматические вычисления и выдавал команды на проведение опера-
операций [146].
После нарезки ребер охлаждающий тракт заполнялся технологической
восковой пастой, и затем с помощью гальванического метода создава-
создавалась внешняя стенка двигателя [146].
Первые огневые испытания экспериментальной камеры фирмы "Рокет-
дайн" состоялись в 1971 г. По данным работы [128], при этом, была до-
122

игнута тяга 230 тс B260 кН) при давлении 221,5 кгс/см2 B2,6 МПа)
сТ деЛЬном импульсе в вакууме 465,9 с D570 м/с). Высокая экономич-
и ть сочеталась с малым отношением его массы к тяге, которое было
Меньше, чем у лучших предшествующих водородно-кислородных ЖРД.
разработка двигателей, работающих по схеме с дожиганием, затянулась
США на долгие годы, только в апреле 1982 г. такой ЖРД совершил пер-
первый космический полет.
Наряду с водородно-кислородными двигателями в 60-е г. в США про-
проводилась, разумеется, и разработка ЖРД на других видах топлива.
В 1959 г. был подписан контракт на создание самого большого в США
ЖРД Р~1» огневые испытания которого начались летом 1961 г. [98, с. 79;
157, с. 117]. Двигатель развивал на Земле тягу 690 тс F770 кН) при дав-
давлении в камере 70 кгс/см2 G,15 МПа) и работал на керосине и жидком ки-
кислороде [99; 162]. Его охлаждение отличалось от метода охлаждения,
применявшегося на предшествующих американских ЖРД тем, что закри-
тическая часть сопла, начиная с участка, где степень расширения равнялась
10, была изготовлена из никелевого сплава и охлаждалась внутренним при-
пристеночным слоем газа, отработавшим в ТНА [124, с. 53]. Такая схема
давала возможность несколько уменьшить гидравлические потери в ох-
охлаждающем тракте.
Следует отметить, что в 60—70-е гг. специалисты США, как правило,
обеспечивали сохранность расширяющейся части (насадков) сопла без
применения регенеративного охлаждения. Например, титановый насадок
сопла ЖРД LR-81-BA-9 (модель 8096) имел внутреннее покрытие огне-
огнеупорными материалами [159, с. 29] и был неохлаждаемым; на двигателе
второй ступени ракеты-носителя "Титан" насадок сопла был изготовлен
из абляционного материала на основе эпоксидных и фенольных смол
[264, с. 750]; на ЖРД AJ-10-104 ракетной ступени "Эйбл-Стар" насадок
сопла был титановым и имел радиационное охлаждение [260, с. 61 ].
Выше уже отмечалось, что на корректирующем двигателе ракетной
ступени "Ад жен а" использовался метод охлаждения отложением. Этот
же метод применялся и на ее основном ЖРД [145], в горючее которого
добавлялись кремнийорганические присадки (силиконы), создававшие
на стенке обновляющийся теплозащитный слой окиси кремния.
Все американские ЖРД (кроме ЖРД для космического самолета) име-
имели давление в камере, не превышающее 70 кгс/см2.
Специалисты США еще в 50-е гг. большое внимание начали уделять
изучению вопроса о возможности применения в качестве окислителя фто-
фтора. Такие работы, в частности, были проведены на фирме "Белл" в 1950 г.,
но они вскоре прекратились, и о них вообще на долгое время забыли.
Однако в конце 50-х гг. эти работы возобновились, и в 1960 г. на фирме
"Рокетдайн" состоялись огневые испытания ЖРД G-1, предназначавшегося
для ракетной ступени "Номанд" и работавшего на фторе и гидразине [184].
Годом спустя на фирме "Белл" подвергался испытаниям ряд двигателей,
работавших на фторе и водороде [106; 163; 184; 209], в том числе и
ЖРД с тягой 15,8 тс A15 кН), предназначавшийся для ракетной4ступени
"Дракон" [209].
Фтор — самый сильный из всех известных окислителей. Кроме того,
он имеет высокую плотность: фторводородные топливо вдвое превосходит
по этому параметру водородно-кислородное топливо и дает по сравнению
с последним более высокий (на несколько процентов) удельный импульс.
Для исследователей представляют также интерес и другие фторные топли-
топлива, например фтор или его механические смеси с кислородом, моноокись
фтора в сочетании с горючими: аммиак, гидразин,диборан, метан и пр.
123

Несмотря на то, что удельный импульс при использовании этих топлив
несколько ниже (~ 10%), чем при водородно-кислородном топливе, тем
не менее ракета получается по своим характеристикам лучше, так как
высока плотность фторных топлив.
Вместе с тем фтор имеет и ряд серьезных недостатков. Он химически
агрессивен, и многие металлы реагируют с ним даже при комнатной тем-
температуре. Кроме того, при сгорании фторных топлив развивается очень
высокая температура, составляющая, например, для фтора и аммиака
4100 С. Эти обстоятельства серьезно осложняют проблему охлаждения
камер ЖРД, и, в частности, поэтому до сих пор не известно ни одного
штатного двигателя, работающего на фторном топливе.
Несмотря на все трудности, работы по использованию таких топлив
не прекращаются. Так, например, в середине 60-х гг. в США были пред-
предприняты попытки перевести ЖРД RL-10 на топливо, представляющее со-
собой фторкислородную смесь и метан [112]. Кроме того, был спроекти-
спроектирован экспериментальный двигатель к", имевший тягу 2,5 тс B4,5 кН)
и работавший на фторном топливе [204], проводились соответствующие
исследования на модельных ЖРД [170].
С ростом давления в камерах выигрыш в удельном импульсе и габари-
габаритах двигателей становится менее значительным. Кроме того, на пути этого
повышения возникают и серьезные технические трудности, в том числе и
в аспекте решения проблемы охлаждения. Так, например, если повышать
дальше давление на американском ЖРД для космического самолета, то
неминуемо возникает необходимость делать огневую стенку тоньше, а это
оказывается трудно технологически, так как ее толщина составляет, по
американским данным, 0,71 мм.
Поэтому не случайно параллельно с освоением новых топлив ведутся
исследования по созданию двигателей других конструктивных схем.
В 1960 г. на фирме "Рокетдайн" начались работы по созданию двига-
двигателей с кольцевыми камерами сгорания и соплом с центральным телом.
Эти ЖРД должны были развивать тягу от 18 A77 кН) до 113 тс (ШОкН),
используя перекись водорода, четырехокись азота, аэрозин-50 и другие
компоненты топлива [197].
В середине 60-х гг. на этой фирме был сделан переход к разработке
таких двигателей, работающих на водородно-кислородном топливе. При
этом предполагалось создать ЖРД с тягой 115 тс A130 кН) при давлении
в камере 105 кгс/см2 A0,8 МПа) [177], предназначенный для косми-
космического самолета. В 1970 г. предложение фирмы об использовании тако-
такого ЖРД на этом аппарате было отклонено [252], но работы по созданию
двигателей с кольцевыми камерами не прекратились.
В середине 70-х гг. подвергался огневым испытаниям вариант такого
ЖРД с тягой 113 кгс A110 кН) при давлении в камере 70 кгс/см2
G,1 МПа). Его камера сгорания состояла из 24 секций. Внешние ее обо-
оболочки были изготовлены из титана, внутренняя, огневая стенка — из спла-
сплава "Нарлой-А". Для образования охлаждающих каналов использовалась
промежуточная оболочка, изготовленная из нового сплава Рене. Охлажде-
Охлаждение каждой секции производилось водородом, который совершал двуходо-
вое петлевое движение по каналам наружной стенки, проходил вдоль бо-
боковых стенок камеры, затем совершал также двуходовое движение вдоль
внутренней стенки и поступал в турбину ТНА. Внутренняя стенка сопла
имела двухъярусное охлаждение: часть тепла (примерно 20%) передава-
передавалась от водорода к кислороду. После турбины водород поступал в камеру
сгорания [180]. Основное преимущество подобных двигателей по срав-
сравнению с обычными состоит в том, что они оказываются существенно короче
124

их, а это приводит к уменьшению габаритов ракеты и, как следствие этого,
к заметному выигрышу в ее массе. Кроме того, применение сопел внеш-
внешнего расширения позволяет увеличить удельный импульс камер без су-
существенного повышения давления продуктов сгорания.
Вместе с тем на пути создания таких двигателей стоят существенные
технические трудности. Одна из них состоит в том, что развитые поверх-
поверхности камер таких двигателей приводят к сложности их охлаждения.
Таким образом, обобщая все сказанное выше, можно отметить, что
рассматриваемый период имеет по сравнению с предыдущим ряд отли-
отличительных особенностей. Наиболее важная из них состоит в широком
использовании при решении проблемы охлаждения, а также тепловой
защиты ЖРД новых материалов. Применение новых материалов было ре-
решающим фактором в развитии методов охлаждения ракетных двигателей,
обусловившим появление ряда новых (или реализацию на более высоком
научно-техническом уровне некоторых старых, применявшихся в30-е гг.).
методов, таких, например, как радиационное, абляционное охлаждение,
теплоизоляция, охлаждение с помощью тепловых труб и др. Благодаря
новому сплаву "Нарлой" американским специалистам удалось решить
проблему многоразовости применения ЖРД, создание новых видов по-
пористых материалов позволило вплотную подойти к решению задачи исполь-
использования транспирационного охлаждения; новые конструкционные материа-
материалы позволили советским специалистам решить весьма сложную проблему
тепловой защиты ЖРД РД-253, работающего на высококипящем топливе
и имеющем высокое давление в камере.
На рассматриваемом этапе в мировом жидкостном ракетном двигателе-
строении появился целый ряд новых тенденций: освоение новых топлив
(высоко- и низкокипящих), появление двигателей нового класса — ЖРД
для космических аппаратов; создание двигателей с предельно высокими
давлениями продуктов сгорания. Все эти факторы приводили к усложне-
усложнению проблемы охлаждения, которая в СССР и в США решалась своим
путем. В качестве основного вида охлаждения космических ЖРД в СССР
была выбрана схема регенеративного охлаждения, позволяющая сущест-
существенно повышать удельный импульс за счет повышения давления продуктов
сгорания; в США такие ЖРД создавались без использования регенератив-
регенеративного охлаждения, при низких давлениях в камерах, но при больших сте-
степенях расширения сопла, что позволяло компенсировать в некоторой сте-
степени потери в удельном импульсе из-за низких давлений. В целом удельный
импульс советских ЖРД для космических аппаратов был выше, чем у
американских.
СССР и США шли своим независимым путем и в создании мощных
ЖРД для ракет-носителей. Специалисты нашей страны основное внима-
внимание уделяли созданию двигателей на высококипящем топливе, работаю-
работающих по схеме с дожиганием. Такие двигатели в СССР были созданы су-
существенно раньше, чем в США. Американские специалисты сосредоточи-
сосредоточили свои усилия на разработке водородно-кислородных ЖРД различного
класса и лишь в конце 70-х — начале 80-х гг. создали двигатель, работаю-
работающий по схеме с дожиганием.
125

Глава V
ЗАКОНОМЕРНОСТИ РАЗВИТИЯ РАБОТ
ПО РЕШЕНИЮ ПРОБЛЕМЫ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ЖРД
5.1. КЛАССИФИКАЦИЯ МЕТОДОВ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ЖРД
Попытки классификации методов охлаждения и теплозащиты ЖРД
в той или иной форме предпринимаются в большом количестве работ:
учебниках, энциклопедиях, обзорных статьях и т. д. Однако при этом
во внимание принимаются лишь наиболее используемые в настоящее время
методы охлаждения и не рассматриваются методы, находящиеся в ста-
стадии разработок или опытного применения, и, кроме того, не учитывается
исторический опыт работ по охлаждению двигателей и, как следствие
этого, не рассматриваются методы, находившие применение на ранних
этапах развития ЖРД.
Проведенное в настоящей работе исследование создает предпосылки
для разработки классификации (табл. I), не имеющей указанных не-
недостатков.
Из всех способов предохранения материальной части ракетных дви-
двигателей от разрушающего воздействия высоких температур прежде все-
всего целесообразно выделить методы, способствующие решению проблемы
охлаждения и теплозащиты. К ним относятся: выбор формы камеры сго-
сгорания и сопла, выбор соответствующих компонентов топлива, либо обла-
обладающих хорошими охлаждающими свойствами, либо имеющих сравни-
сравнительно низкую температуру сгорания; выбор целесообразного соотно-
соотношения компонентов топлива или добавление в топливо инертной примеси
для снижения температуры сгорания.
Далее методы предохранения двигателей можно разделить на две боль-
большие группы: охлаждение, т. е. отвод от стенки камеры теплового пото-
потока, поступившего на нее, и теплозащита, т. е. уменьшение тем или иным
способом теплового потока, поступающего на основную стенку двига-
двигателя.
Охлаждение осуществляется несколькими способами, которые в свою
очередь можно разбить на две группы. К первой из них следует отнести
охлаждение проточное, осуществляемое с помощью жидкости (или га-
газа) , протекающей по охлажденной стенке. Во вторую группу входят ста-
статические методы, к числу которых следует отнести емкостное охлажде-
охлаждение жидкостью и радиационное охлаждение.
Емкостное охлаждение имеет (точнее,имело) две разновидности: не-
независимое охлаждение, когда в качестве хладагента используется посто-
посторонняя жидкость (например, вода), и регенеративное, при котором осу-
осуществляется съем тепла топливом, поступающим затем в камеру сгора-
сгорания.
Проточное охлаждение также может быть независимым и регенератив-
регенеративным. При этом независимое охлаждение может иметь несколько разно-
разновидностей: открытые трубы, спутным потоком воздуха, водой и пр.
Два метода охлаждения: тепловые трубы и циркуляционное, при ко-
котором хладагент движется по замкнутому контуру между нагревателем —
камерой сгорания — и охладителем — баком с топливом и т. д. — по-ви-
по-видимому, целесообразно отнести к промежуточной группе между неза-
независимым и регенеративным методами. Предпосылкой для этого является
то обстоятельство, что эти методы имеют промежуточный хладагент,
например рабочее тело тепловой трубы, тепло от которого передается
к основному хладагенту: топливу двигателя или воде, или холодильнику
126

Таблица I
I Методы
охлаждения
Методы предохранения материальной части
ЖРД от действия высоких температур
Методы
теплозащиты
I
I
I
Методы, способствующие решению
проблемы тепловой защиты ЖРД
.J
5
о
ЛИЕ
С
о
О
ш
i
с
о
X
По виду охлаждающего тракта
Гладкий
тракт
Оребренный
тракт
ТТ
Несвязанная
конструкция
Связанная
конструкция
?—^
?-
,11
¦Ml
8
X
ф
I
f-j—,
ция
|абля
к
рення
ция
Внут
абля
иняя
i
со
ция
абля
Без интечси
фикации
теплоотдачи
С интенсифи
кацией тепло
отдачи
Кривизна
охлаждающе
го тракта
Шероховатость
охлаждающего
тракта
Кипение
хладагента
Другие способы интенсификации путем
воздействия на пограничный слой хладагента
(отсос хладагента, его сдувание и пр )

излучателю для сброса в космос. В зависимости от того, куда отводится
тепло, снятое с поверхности двигателя, эти методы могут быть регенера-
регенеративными или независимыми — назовем их методами с промежуточным
хладагентом.
Проточное охлаждение можно классифицировать также цо конструк-
конструкции охлаждающего тракта: гладкий или оребренный тракт. В свою оче-
очередь, оребренный тракт может иметь две принципиально отличающиеся
разновидности: связанная или несвязанная-конструкция. Связанная кон-
конструкция может быть трубчатой в один, полтора и два прохода и не труб-
трубчатой, при которой соединение стенок двигателя осуществляется с по-
помощью промежуточных прокладок, выштамповок, а также через отфре-
отфрезерованные ребра.
При регенеративном проточном охлаждении (принципиально возмож-
возможно и при независимом, хотя примеров практической реализации пока
нет) бывает целесообразно интенсифицировать процесс теплоотдачи
к хладагенту за счет выбора, например, соответствующей кривизны и
шероховатости охлаждающего тракта, путем доведения хладагента до
пузырькового кипения и т. д.
Методы теплозащиты также можно разделить на две большие группы
в зависимости от того, что используется для их реализации: жидкость
(газ) или твердые высокотемпературные или другие материалы.
Теплозащиту с помощью жидкости (газа) в настоящее время назы-
называют внутренним охлаждением. Конечно, в ряде ч^лучаев топливо при
таком методе выполняет функции хладагента, снимав за счет своего дви-
движения поступивший 'на стенку тепловой поток от продуктов сгорания.
Однако главная задача внутреннего охлаждения заключается в том, чтобы
уменьшить величину теплового потока в стенку, и» следовательно, этот
метод более правильно называть теплозащитой, а не охлаждением*.
Внутреннее охлаждение, в свою очередь, можно разделить на две груп-
группы: охлаждение с помощью жидкости, не являющейся топливом, и ох-
охлаждение топливом. Кроме того, внутреннее охлаждение можно класси-
классифицировать по способу подачи хладагента: охлаждение, создаваемое соот-
соответствующим расположением форсунок на периферии головки, при кото-
котором горение топлива возле стенки происходит с более низкой температу-
температурой, чем в центре камеры; охлаждение, осуществляемое путем подачи
хладагента на внутреннюю поверхность стенки через специальные отвер-
отверстия в поясах завесы; охлаждение реверсивное, т|эанспирационное, дискрет-
дискретное с ламиниризацией или вспениванием**.
Теплозащита с помощью материалов может быть условно разделена
на две группы: теплозащита разрушающимися и неразрушающимися по-
покрытиями. К первой из них можно отнести абляционное охлаждение (по-
(поверхностная, внутренняя и внешняя абляция), а также теплозащиту отло-
отложением, включающую в себя естественный процесс отложения углерода
на стенке при сгорании углеводородных топлив, и искусственный процесс,
при котором в топливо добавляются специальные вещества, уменьшаю-
уменьшающие тепловые потоки в стенку либо за счет отложения вещества на стен-
стенке, либо за счет создания облаков конденсированных частиц, экранирую-
экранирующих стенки камеры от радиационных потоков.
Ко второй группе относятся теплозащита неразрушающимися материа-
*В настоящей работе мы используем исторически сложившийся термин "внут-
"внутреннее охлаждение", так как в конечном счете важно не название метода, а его сущ-
сущность.
** Эти методы могут использоваться как с помощью топлива, так и с помощью
дополнительной жидкости (газа).
128

лами, изолирующими основную стенку двигателя, и теплопоглощение
(сюда же можно условно отнести и теплопоглощение основной стенкой
двигателя, не имеющей специального покрытия). Кроме того, к этой же
группе можно отнести и метод абляции, при котором после "обугливания"
поверхностного слоя материала в начальный момент работы двигателя
последующее разрушение покрытия не происходит (нестационарная абля-
абляция) .
5.2. ПОВТОРЯЕМОСТЬ
В ПРОЦЕССЕ РАЗВИТИЯ МЕТОДОВ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ЖРД
Первое, что резко бросается в глаза при анализе развития работ по
охлаждению ЖРД, — это существование в процессе этого развития различ-
различного рода повторяющихся конструктивных решений.
Применительно к явлениям общественной жизни, природы, а также
к научному познанию вопрос о повторяемости — один из важнейших
элементов марксистско-ленинской диалектики — рассмотрен в работах
В.И. Ленина*, основные положения которых получили свое дальнейшее
развитие в трудах советских ученых**. Однако до сих пор, по существу,
не делалось попыток проанализировать особенности повторяемости в
такой сравнительной узкой и специфической области, какой является
техника.
В статье "Карл Маркс" В.И. Ленин указал на существование одного
из важнейших видов повторяемости, о сущности которого он писал:
"Развитие, как бы повторяющее пройденные уже ступени, но повто-
повторяющее их иначе, на более высокой базе ("отрицание отрицания"), разви-
развитие, так сказать, по спирали, а не по прямой линии,.. ."***.
В другой своей работе "Конспект книги Гегеля "Наука логики"" он
говорил об особенностях этого вида повторяемости следующее:
"... 13) повторение в высшей стадии известных черт, свойств etc.,
низшей и 14) возврат якобы к старому (отрицание отрицания)"****.
Таким образом, из этих высказываний В.И. Ленина следует два основ-
основных признака повторяемости на высшей основе: повторение черт низшей
стадии через отрицание их отрицания и повторение этих черт иначе, на
более высокой основе.
Другими словами, применительно к развитию методов охлаждения
ЖРД эта разновидность повторяемости состоит в том, что тот или иной
метод заменяется другим (первое отрицание), а затем вновь начинает
находить свое практическое применение (второе отрицание), но уже на
более высоком научно-техническом уровне (т.е. на высшей основе).
В предыдущих разделах настоящей книги приведено достаточно боль-
большое количество примеров повторяемости подобного рода. Все они све-
сведены для наглядности в табл. II. Разберем более подробно лишь один
из них.
Как показано в разд. 2.2.1, в 1930 г. Р. Годдард создал двигатель с
транспирационным охлаждением. Однако после единственного огневого
испытания он отказался от этого метода в пользу других, казавшихся
ему более приемлемыми (т.е. произошло первое отрицание). В разд. 3.3
приведены данные о том, что во второй половине 40-х гг. транспирацион-
ное охлаждение вновь начало отрабатываться на ракетных двигателях
* В.И. Ленин. Полн. собр. соч., т. 1, с. 137; т. 26, с. 55; т. 29, с. 203.
** Наиболее подробно вопрос о повторяемости рассмотрен в работе академика
Б.М. Кедрова [36].
*** В.И. Ленин. Полн. собр. соч., т. 26, с. 55.
****В.И. Ленин. Полн. собр. соч., т. 29, с. 203.
9.3ак. 1830 129

Таблица II
Повторяемость на высшей основе (все двигателестроение)
Первое использование технического
решения
Повторное использование технического
решения (но на высшей основе)
1. Транспирационное охлаждение: Год-
дард, 1930 г.
2 Внешнее регенеративное проточное
охлаждение: Годдард, 1922 г.
3. Без внутреннего охлаждения: Год-
Годдард на ЖРД ракеты 1926 г.
4. Без внешнего проточного регенера-
регенеративного охлаждения: практически все ис-
исследователи в начале 30-х гг.
5. Трубчатая конструкция охлаждаю-
охлаждающего тракта: Зенгер, 1934 г.
6. Реверсивное охлаждение: СССР,
1935 г., ЖРД 12к (II вариант)
7. Проточное охлаждение водой: СССР,
Германия, Австрия, начало 30-х гг.
8. Вихревой впрыск топлива: Годдард,
специалисты спи рто кисло родной группы
РНИИ
9. Водородно-кислородное топливо:
США, середина 40-х гг.
США:
а) фирма "Аэроджет", середина 40-х гг
б) фирма "Пратт—Уитни", 60-е годы
Италия, Крокко, 1930 г.
США, фирма "Рокетдайн", 70-е гг.
Неохлаждаемые ЖРД для космических
аппаратов, 60 — 70-е гг.
США, ЖРД для "Навахо II и III", середина
50-х гг.
США, 60 - 70-е гг. фирма "Белл"
Англия: первая половина 50-х г, ЖРД
"Скример"
США. 60-е гг., схема "ворамик"
США: начало 60-х гг.
в США (т.е. второе отрицание), но уже на более высокой
основе: если Годдард использовал керамические пористые
материалы, то в 40-е гг. стали применяться более прочные металлические
материалы, изготовленные методами порошковой металлургии. Итак,
налицо была повторяемость на высшей основе, причем в развитии транспи-
рационного охлаждения она проявилась еще раз, когда после значительного
перерыва этот метод вновь нашел применение на этот раз на двигателе
фирмы "Пратт—Уитни" (см. разд. 4.2).
Следует отметить, что высшая основа технического решения обуслов-
обусловливается дополнительной по сравнению с низшей основой утилизацией
научных знаний, опыта, технологии и т.д.
К сожалению, до настоящего времени исследователи не заметили сущест-
существования еще одной разновидности повторяемости в технике, состоящей
в том, что какое-либо явление существует, затем исчезает, а потом вновь
появляется, но на той же самой основе. Нетрудно видеть, что в этом случае
повторяемость происходит через отрицание, но развитие явления идет
не по спирали, а по кругу, без шага вперед по отношению к уже достиг-
достигнутому ранее уровню.
Примером такого рода повторяемости может служить история одного
из методов обеспечения общего теплосъема с поверхности камер ЖРД:
охлаждения с помощью двух компонентов топлива. Как показано в
разд. 2.1.3, впервые этот метод был реализован в Италии в 1930 г. и с тех
пор длительное врем~ не применялся в мировом ракетном двигателе-
строении (первое отрицание). В 1934 г. охлаждение двумя компонентами
вновь было использовано (второе отрицание), на этот раз на ЖРД SR-13
Зенгера (см. разд. 2.2.2).
130

Зенгер в дальнейшем также отказался от этого метода и после неко-
некоторого перерыва охлаждение двумя компонентами начало использоваться
в СССР, где применялось в период конец 30-х — середина 40-х гг. (см.
разд. 2.3.2), уступив затем свое место другим методам. Наконец, этот
метод в начале 60-х гг. вновь нашел применение, на этот раз на амери-
американском двигателе Р-4 (см. разд. 3.3).
В табл. Ml приведены другие примеры повторяемости подобного
рода. Особенно много их было в работах Годдарда, что специально
подчеркнуто в этой таблице.
В развитии техники встречаются также случаи, когда появившееся
вторично то или иное конструктивное решение оказывается на более
низком уровне, чем это было ранее. Так, например, в 1930 г. в Италии
был использован оребренный охлаждающий тракт (см. с. 24), который
затем не находил применения до тех пор, пока в 1933 г. В.П. Глушко
не применил его на ряде своих ЖРД (см. разд. 2.2.3). Но с точки зрения
эффективности теплопередачи оребрение, например, на двигателе
ОРМ-39 использовалось в меньшей степени, чем на итальянском двигателе,
потребовалось время, пока на ЖРД ОРМ-48 конструкция охлаждающего
тракта не стала такой же, как и на ЖРД Крокко.
Как уже отмечалось, работы по ЖРД в 30-е гг. проводились в разных
странах независимо, причем нередко оказывалось, что даже в одной
стране отдельные группы исследователей по тем или иным причинам не об-
обменивались информацией о своих достижениях.
Однако, несмотря на эту независимость, указанные работы имели
много общих, повторяющихся черт, проявлялась повторяемость в
конструкции ЖРД как результата решения одной и той же научно-техни-
научно-технической задачи. Другими словами, как только развитие двигателей достигает
определенной ступени, исследователи различных стран оказываются перед
необходимостью решать одну и ту же задачу и, как следствие этого, приме-
применяют в чем-то сходные, т.е. повторяющиеся технические решения. Так,
например, в начале 30-х гг. специалисты различных стран применяли на
своих двигателях методы охлаждения, которые не были основаны на
съеме тепла движущимися компонентами топлива. В 1933 г. в разных
странах в качестве горючего для ЖРД начал использоваться водный раствор
спирта (или керосин — В.П. Глушко) вместо применявшегося до этого
бензина. В том же году начался переход к использованию динамических
методов охлаждения, который закончился также одинаково - в разных
странах (в одних раньше, в других позже) началось применение комбина-
комбинации внешнего и внутреннего охлаждения.
С увеличением размеров ЖРД и времени их непрерывной работы различ-
различные исследователи оказались перед необходимостью решить проблему,
связанную с большим весом вытеснительной системы подачи топлива.
Проблема была решена в разных странах путем перехода к турбонасосной
системе подачи (т.е. опять проявилась повторяемость). При попытке
форсировать параметры двигателей специалисты столкнулись со стояв-
стоявшим на этом пути противоречием, заключавшемся в необходимости одно-
одновременного удовлетворения взаимообратных требований по прочности
и по теплопередаче. При разрешении этого противоречия вновь проявилась
повторяемость на одной ступени развития — в разных странах был осу-
осуществлен переход к связанным конструкциям камер сгорания.
Рассматриваемая разновидность повторяемости имеет своей отличитель-
отличительной особенностью то, что повторяющиеся явления в этом случае оказыва-
оказываются не связанными законом отрицания отрицания. В этом случае то или
иное техническое решение, появившись в одной стране, не исчезает к
моменту его появления в другой стране. 131

Таблица III
Повторяемость на одной ступени развития (через отрицание отрицания)
Первое использование технического
решения
Повторное использование технического
решения на одной основе
Повторяемость в мировом двигателестроении в целом
1. Спиральное оребрение охлаждаю-
охлаждающего тракта: Италия, Крокко, 1930 г.
2. Внутреннее пленочное охлаждение:
Годдард, 1922 г.
3. Охлаждение спутным потоком воз-
воздуха: начало 30-х гг., ЖРД В.П. Глушко,
специалисты АРО
4. Охлаждение двумя компонентами
топлива: Италия, Крокко, 1930 г.
5. Неохлаждаемые ЖРД (теплопогло-
щение) : начало 30-х гг., практически все
исследователи
6. Емкостное охлаждение жидким кис-
кислородом: Германия, специалисты "Ракетен-
флюгплатц", ЖРД ракеты "Мирак II",
1931 г.
Австрия: Е. Зенгер, 1934 г.*СССР:
В.П. Глушко, 1933 г., ОРМ-48
США, Годдард, 1929 г.
Германия; начало 40-х гг., ЖРД 109-513
а) Австрия, Зенгер, ЖРД SR-13,
1934 г.
б) СССР: конец З&х — первая полови-
половина 40-х гг.
Германия, первая половина 40-х гг.,
ЖРД 109-511 фирмы БМВ
США, Б. Смит, Г. Пендрей, 1934 г., ЖРД
ракеты № 3
Повторяемость в работах по ЖРД Р.Х. Годдарда
Первое использование
Первое отрицание
Повторное использование
(второе отрицание)
1. Трехфорсуночные
ЖРД до 1929 г.
2. Внутреннее пленочное
охлаждение; 1929 г. по апрель
1930 г.
3. Внутреннее пленочное
охлаждение бензином: 1929 г.
по ноябрь 1930 г.
4. Цилиндрическая форма
камеры сгорания: 20-е гг. до
3. XII 1929 г.
5. Цилиндрическая форма
камеры: январь 1931 г. (и
ранее см. п. 4)
6. Емкостное охлаждение
водой: 30. N1-19. V 1931 г.
7. Испарительный кожух :
на ЖРД, созданных до
1935 г.
Многофорсуночные
двигатели, декабрь
1929 г. — март—апрель
1930 г.
Транспи рацион ное
охлаждение: 21. IV
1930 г.
Внутреннее пленоч-
пленочное охлаждение кислоро-
кислородом: январь 1931 г. —
май 1931 г.
Камера с прямоуголь-
прямоугольной формой поперечного
сечения: 3. XII 1929 г.
Сферическая форма
камеры: март — май
1931 г.
Без применения ем-
емкостного охлаждения
водой: с мая 1931 г. до
1935 г.
Азотный бак в системе
подачи топлива
Трехфо рсуночн ые
ЖРД, с апреля 1930 г.
и далее
Внутреннее пленочное
охлаждение: апрель
1930 г.
Внутреннее пленочное
охлаждение бензином:
с мая 1931 г.
Цилиндрическая форма
камеры: до января
1931 г.
Цилиндрическая фор-
форма камеры: май 1931 г.
Емкостное охлажде-
охлаждение водой: 14. 1936 г.
Испарительный кожух:
октябрь 1937 г.
* При условии, что конструкция, использованная Зенгером, не была связан-
связанной, в противном случае указанная повторяемость будет на высшей основе.
132

Следует отметить, что знание этого вида повторяемости, умение ее
выявить на конкретном фактическом материале имеет очень большое
значение для историко-технических исследований, так как позволяет,
по существу, выделить общее из частного, отделить необходимое от слу-
случайного, что создает серьезные предпосылки для установления тех или
иных закономерностей этого развития.
До сих пор, говоря о повторяемости, мы сравнивали между собой
особенности конструкции различных ракетных двигателей, т.е.,
другими словами, материальное с материальным. Однако в развитии науки
и техники наблюдается ситуация, при которой создаваемое техническое
средство как бы повторяет идею, высказанную ранее. В этом случае мате-
материальное как бы повторяет духовное, поэтому об этой разновидности
повторяемости можно говорить лишь условно (так ее и назовем — услов-
условной повторяемостью). Наиболее важная разновидность такой повторяе-
повторяемости характеризуется тем, что та или иная техническая идея была на опре-
определенном этапе высказана, но ее практическая разработка по тем или иным
причинам началась лишь спустя более или менее длительное время. При-
Примером такого явления может служить история тепловой трубы — идея
этого устройства была высказана в начале 40-х гг., а ее практическая реа-
реализация началась только в середине 60-х гг. В качестве иллюстрации можно
привести также пример с идеей Ф.А. Цандера об использовании сил свето-
светового давления для полетов в открытом космосе (солнечный парус),
которая начала всерьез разрабатываться в США и в некоторых других
странах только в настоящее время. В 1912 г. Ф.А. Цандер впервые высказал
идею об использовании металлического горючего, а в 60-е гг. в разных
странах начались практические работы по ее реализации.
Следует отметить, что все разновидности повторяемости, проявляющие-
проявляющиеся через закон отрицания отрицания, позволяют по-новому посмотреть
на задачи современного конструктора. Действительно, если в процессе
развития техники становятся вновь актуальными технические решения,
находившие применение на ранних этапах этого развития, то при проекти-
проектировании нового технического средства они должны постоянно находиться
в поле зрения специалистов, изучение возможности применения этих
решений (или идей) в новых научно-технических условиях должно стать
неотъемлемой частью технического творчества. Конечно, выявление этих
решений — одна из важнейших задач историков науки и техники.
5.3. ВЗАИМОДЕЙСТВИЕ НАУКИ И ТЕХНИКИ В ПРОЦЕССЕ РАЗВИТИЯ РАБОТ
ПО РЕШЕНИЮ ПРОБЛЕМЫ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ЖРД
Анализ, проведенный в предыдущих главах, позволяет сделать и некото-
некоторые выводы об особенностях взаимодействия науки и техники в процессе
развития работ по охлаждению ЖРД. При этом, разумеется, под наукой
понимаются не все научные направления, а лишь те из них, которые оказы-
оказывали непосредственное или опосредованное влияние на решение проблемы
охлаждения ЖРД, а под техникой условно понимается лишь одна ее
отрасль — жидкостные ракетные двигатели.
В начале практических работ по ЖРД теплопередача как наука, разви-
развивавшаяся под влиянием потребностей различного рода тепловых машин,
находилась на достаточно высоком уровне. Однако ее достижения стояли
в стороне от потребностей жидкостного ракетного двигателестроения, и
попытки отдельных ученых использовать ее результаты для расчета про-
процессов теплопередачи в ЖРД, по существу, не имели практического значе-
значения. Крдме того, даже с появлением первых ракетных двигателей по ряду
133

причин не проводилось изучения проблемы их охлаждения и в ходе при-
прикладных научных исследований, она решалась лишь на основе интуиции
и здравого смысла конструкторов.
Высокий уровень развития промышленности, существование обычных
для того времени материалов, станков и технологических процессов
позволило, однако, создать ряд образцов ЖРД. В то же самое время
жидкостное ракетное двигателестроение начало предъявлять повышенные
требования к промышленности по производству соответствующих мате-
материалов, попытки удовлетворения которых начали предприниматься (в
СССР) лишь в конце 30-х гг., носили случайный характер и не дали ощу-
ощутимого результата.
Во второй половине 30-х гг. постепенно, под влиянием запросов со
стороны практики ракетного двигателестроения появились прикладные
научные исследования, некоторые результаты которых оказались весьма
важными для решения проблемы охлаждения ЖРД. Эти исследования
опирались на достижения традиционной естественной науки о передаче
тепла, но сами не оказывали на нее какого-либо влияния.
Вместе с тем в ходе прикладных исследований "обнажалась" специфика
задач, имевших фундаментальный характер. Другими словами, к естествен-
естественной науке (теплопередаче) со стороны прикладных исследований по проб-
проблеме охлаждения ЖРД начали предъявляться некоторые специфические
требования, т.е. начал формироваться "социальный заказ". В результате
в начале 50-х гг. под влиянием потребностей ракетного двигателестроения
в теплопередаче появляются новые, а также расширяются старые научные
направления. Появившиеся фундаментальные исследования в свою очередь
оказывали обратное влияние на исследования прикладного характера, т.е.
связь между этими двумя типами исследований стала носить тесный
двухсторонний характер.
В послевоенный период времени в ЖРД произошла замена старых мате-
материалов новыми. Однако эта замена произошла в рамках результатов, полу-
полученных в промышленности по производству материалов, развивавшейся
в традиционных направлениях и не испытывавшей влияния со стороны
ЖРД*. Разработка новых материалов (на основе редких металлов, стекло-
стеклопластиков и т.д.) для непосредственных потребностей ракетного двигателе-
двигателестроения началась в конце 50-х гг, а их применение — в начале 60-х гг.
Полученные в промышленности новые материалы, прежде чем найти при-
применение на штатных ЖРД, изучались в ходе прикладных научных исследо-
исследований, результаты которых оказывали обратное влияние на работы в про-
промышленности материалов. Другими словами, связь ракетного двигате-
двигателестроения с этой областью промышленности носила двухсторонний
характер. Последнее нашло свое отражение, в частности, в организации
работ по ЖРД — в начале 60-х гг. на ряде двигателестроительных фирм США
были созданы специальные подразделения по новым материалам. При этом
показательно, что, например, сплав "нарлой", использующийся на двига-
двигателе космического самолета, был разработан при прямом участии спе-
специалистов двигателестроительной фирмы "Рокетдайн".
Следует отметить, что, несмотря на возрастающую роль науки, решение
проблемы охлаждения ЖРД до сих пор проводится преимущественно
с помощью эмпирических методов. Теоретические методы иногда
указывают на новые возможности решения этой проблемы, как это было,
например, при использовании методов интенсификации теплоотдачи к
* Исключение составляли лишь огнеупорные материалы, которые в послевоен-
послевоенные годы развивались и под влиянием запросов со стороны ЖРД.
134

хладагенту путем создания на стенке охлаждающего тракта шерохо-
шероховатости или при нахождении метода уменьшения теплового потока в
стенку небольших ЖРД за счет увеличения угла конусности сужающейся
части сопла и т.д. Они являются важным "инструментом" при уравни-
уравнительном анализе проблем теплопередачи в различных ЖРД, позволяют
проводить ориентировочные расчеты и т.д. Однако в результаты проект-
проектных расчетов, как правило, вносятся существенные коррективы при
доводке двигателей. По американским данным, 70% стоимости ЖРД
приходится на их доводку. При разработке, двигателя для самолета Х-15
конструкторы последовательно опробовали около 100 типов форсуноч-
форсуночных головок, замена которых приводила, разумеется, и к изменению
внутри камерных процессов, а следовательно, и к изменению условий
охлаждения двигателей.
Кроме того, и сами проектные расчеты в существенной степени осно-
основываются на чисто эмпирической информации, полученной в ходе прик-
прикладных исследований. Выше уже отмечалось, что при анализе точности
расчетов удельных тепловых потоков от продуктов сгорания в стенку
ЖРД американские специалисты показали, что для случая протекания >
по соплу горячего воздуха эта точность для инженерной практики удов-
удовлетворительна. Однако авторы ряда работ убедительно показали, что
величина плотности теплового потока, измеренная в реальных условиях
ЖРД, может совпадать с расчетной, может быть существенно выше или
ниже ее. Причина этого заключается в том, что теория теплопередачи в
ЖРД построена на некоторых абстрагированных, идеализированных
предпосылках и не учитывает в полной мере влияния внутрикамерных
процессов на передачу тепла от продуктов сгорания. Следовательно,
дальнейшее существенное повышение точности теоретического описа-
описания теплопередачи в ЖРД будет возможным лишь в том случае, если
появятся успехи в создании точной теории внутрикамерных процес-
процессов, разработка которой пока находится ближе к своему началу,
чем к концу.
Таким образом, в настоящей работе рассмотрено развитие исследо-
исследований по решению одной из сложнейших проблем современной техники —
тепловой защите ЖРД. В ходе этого развития было большое количест-
количество неудач, ложных представлений об особенностях теплопередачи в
ЖРД, неожиданных ошибок и не менее неожиданных, но всегда желан-
желанных побед.
В процессе развития работ по охлаждению ЖРД наблюдается зако-
закономерность повторяемости отдельных конструктивных решений, что
логично приводит к выводу о необходимости учета всего исторического
опыта при современных разработках новых технических средств, о целе-
целесообразности проверки в современных научно-технических условиях
старых идей и конструктивных решений.
Под влиянием потребностей жидкостного ракетного двигателестроения
появились новые или расширились традиционные направления развития
теплопередачи, взаимодействие с ракетным двигателестроением промыш-
промышленности по производству материалов, успехи которой во многом способ-
способствовали, а в ряде случаев оказались решающими при разработке новых ме-
методов охлаждения ЖРД.
Отечественные специалисты на протяжении всего периода работ по ЖРД,
в основном, опережали зарубежных исследователей в решении проблемы
тепловой защиты.
135

ЛИТЕРАТУРА И ИСТОЧНИКИ
1 .Авдуевский В. С, Галицейский Б.М.,
Глебов Г. А. и др. Основы теплопере-
теплопередачи в авиационной и ракетно-косми-
ракетно-космической технике. М.: Машиностроение,
1975.
2. Алексеев Г.И. Общая теплотехни-
теплотехника. М.: Высш. шк., 1980.
3. Алексимов А.А. 4 октября 1957 г.
Спутник и США. М.: Молодая гвардия,
1972.
4. Арх. АН СССР, р. 4, оп. 14, ед. хр.
125-135.
5. Архив ГДЛ-ОКБ, оп. 2, ед. хр. 33.
6. Бубнов И.И. Краткий очерк раз-
развития космических ракет-носителей
США. — В кн.: Из истории авиации и
космонавтики. М., 1964, вып. 2, с. 3—55.
7. Бубнов И.Н. Роберт Годдард. М.:
Наука, 1978.
8. Бургесс Э. Управляемое реактив-
реактивное оружие. М.; Изд-во иностр. лит.,
1958.
9. Бычков В.Н. 27 июля — 30 лет со
дня начала заводских стендовых испыта-
испытаний первой в мире камеры ЖРД со свя-
связанными оболочками У-1250 A946 г.). -
В кн.: Из истории авиации и космонав-
космонавтики. М., 1976, вып. 29, с. 94-98.
10. Бычков В.И., Назаров Г.А., При-
Прищепа В.И. Космические жидкостно-ра-
жидкостно-ракетные двигатели. М.: Знание, 1976.
11. Валье М. Полет в мировое про-
пространство. М.; Л., 1936.
12. Васильев А.П., Кудрявцев В.М.
и др. Основы теории и расчета жидкост-
жидкостных ракетных двигателей. М.: Высш.
шк., 1975.
13. Глушко В.П. О горении готовых
жидких топливных смесей в полузамк-
полузамкнутом объеме A931 г.). — В кн.: Пио-
Пионеры ракетной техники. М.: Наука, 1972,
с. 217-227.
14. Глушко В.П. Отчет по объекту
202 за 1936 год A936 г.). - В кн.: Пио-
Пионеры ракетной техники. М.: Наука, 1972,
с. 324-337.
15. Глушко В.П. Отчет по опытам
с реактивными моторами, проведенны-
проведенными по 1-е сентября 1932 г. A932 г.). -
В кн.: Пионеры ракетной техники. М.:
Наука, 1972, с. 228-252.
16. Глушко В.П. Теплоизоляция для
камер сгорания реактивных двигателей
A930 г.). - В кн.: Пионеры ракетной
техники. М.: Наука, 1972, с. 163-169.
136
17. Глушко В.П. Теплопотери и
охлаждение ракетного мотора
A931 г.). - В кн.: Пионеры ракетной
техники. М.: Наука, 1972, с. 208-212.
18. Глушко В.П. Отчет по разработ-
разработке азотного ракетного двигателя с тягой
300 кг (объект 12а). - Арх. АН СССР,
р. 4, оп. 14, ед. хр. 38.
19. Глушко В.П. Протокол N6 3
испытания двигателя 12/а 29 мая 1935 г.
A936 г.). - Арх. АН СССР, р. 4, оп. 14,
ед. хр. 33, л. 281—283.
20. Глушко В.П. Ракетные двигатели
ГДЛ-ОКБ. М.: АПН, 1975.
21. Глушко В.П. Р[акетный] М[отор]
(порядок проектирования и осуществле-
осуществления). — В кн.: Пионеры ракетной тех-
техники. М.: Наука, 1972, с. 189.
22. Глушко В.П., Лангемак Г.Э.
Ракеты: Их устройство и применение.
М.; Л.: ОНТИ, 1935.
23. Глушко В.П. Расчет реактивной
установки и мотора для торпеды-глиссе-
торпеды-глиссера A933 г.). - В кн.: Пионеры ракетной
техники. М.: Наука, 1972, с. 266-280.
24. Годдард Р. Медленное движение
с помощью взрывчатых веществ, из
"зеленой записной книжки" (Вустер,
24 января — 2 февраля 1909 г.). -
В кн.: Пионеры ракетной техники. М.:
Наука, 1977, с. 33-37.
25. Гофмэн. Большие ракетные дви-
двигатели для космических ракет и снаря-
снарядов. — Вопр. ракетной техники, 1962,
№ 2, с. 3-24.
26. Гребер Г. Введение в теорию
теплопередачи. М.; Л., 1936.
27. Гэвин Дж. Самое знаменательное
событие нашего времени. — В кн.: Раке-
Ракеты и противоракетная оборона. М.:
Воениздат, 1962, с. 91—102.
28. Гэтленд К.У. Развитие управляе-
управляемых снарядов. М.: Изд-во иностр. лит.,
1956.
29. Гухман А.А., Илюхин Н.В. Осно-
Основы учения о теплообмене при течении
газа с большой скоростью. М.: Машгиз
1951.
30. Дело по разработке мотора
инженера Шатилова. — Арх. АН СССР,
р. 4, оп. 14, ед. хр. 7.
31. Дополнение к отчету о разработке
двигателя 02 за 1935 г.- Арх. АН СССР,
р. 4, оп. 14, ед. хр. 27.
32. Душкин Л.С. Предварительный

отчет о результатах лабораторных иссле-
исследований основных характеристик ракет-
ракетного двигателя, использующего в каче-
качестве компонентов топлива азотную
кислоту (98%) и керосин A938 г.).—
Арх. АН СССР, р. 4, оп. 14, ед. хр. 26.
33. Жидкостная ракета. Двигатель
ОР-1. - Арх. АН СССР, ф. 573, оп. 1,
Д. 43.
34. Иевлев В.М. Некоторые вопросы
гидродинамической теории теплообмена
при течении несжимаемой жидкости. —
ДАН СССР, 1952, 86, № 6, с. 1077-1080.
35. Исаев A.M. Первые шаги к косми-
космическим двигателям. М.: Машинострое-
Машиностроение, 1979.
36. Кедров Б.М. О повторяемости в
процессе развития. М.: Политиздат, 1961.
37. Колчин О.П. Ниобий и тантал.
Область освоенного и возможного при-
применения. М.: Изд-во иностр. лит.,
1959.
38. Комментарии. — В кн.: Пионеры
ракетной техники. М.: Наука, 1964,
с. 762-793.
39. Кондратюк Ю.В. Тем, кто будет
читать, чтобы строить. М.: Наука, 1964,
с. 501-536.
40. Кондратюк Ю.В. Завоевание меж-
межпланетных пространств. М.: Наука, 1964,
с. 360-387.
41. Королев СП. Тезисы доклада по
объекту 318 "Научно-исследовательские
работы по ракетному самолету"
A938 г.). М.: Наука, 1964, с. 508-510.
42. Краткое описание работы "Ракет-
"Ракетный двигатель на жидком топливе",
законченной выполнением в 1941 г.
A942 г.). - Арх. АН СССР, р. 4, оп. 14,
ед. хр. 315.
43. Краткое техническое описание
реактивного двигателя Д-1-А-1100. Мо-
Москва; Свердловск, 1941—1942 гг. -
Арх. АН СССР, р. 4, оп. 14, ед. хр. 316.
44. Крокко Л. Ранние исследования
в области ракет и ракетного топлива в
Италии. — В кн.: Из истории астронав-
астронавтики и ракетной техники. М.: Наука,
1970, с. 34-55.
45. Кружилин Г.Н. Исследование теп-
теплового пограничного слоя. — ЖТФ, 1936,
т. 6, вып. 3, с. 561-570.
46. Лей В. Ракеты и полеты в космос.
М.: Воениздат, 1961.
47. Лутц О. Исторический обзор раз-
разработки в Германии топлива и материа-
материалов для ракетных двигателей. — В кн.:
Из истории астронавтики и ракетной тех-
техники. М.: Наука, 1970, с. 56-68.
48. Майширо, Постер, Френч. Раэ
работка двигательной установки для
космического аппарата "Маринер 71". —
Вопр. ракетной техники, 1971, № 9,
с. 28-44.
49. Малина Р.Дж. О научно-исследова-
научно-исследовательской работе группы GALCIT в
1936-1938 гг. - В кн.: Из истории
астронавтики и ракетной техники. М.:
Наука, 1970, с. 69-84.
50. 1849 г. мая 30. - Из труда
И.И. Третеского "О способах управлять
аэростатами". — В кн.: Воздухоплавание
и авиёция в России до 1907 г. М.: Изд-во
АН СССР, 1956, с. 65-75.
51. Мелькумов Т.М., Мелик -Паша-
ев Н.И. и др. Ракетные двигатели. М.:
Высш. шк., 1968.
52. Михайлов B.C. О работах Н.А. Те-
Телешова — автора проекта реактивного
самолета A867 г.). — В кн.: Из истории
авиации и космонавтики. М., 1978,
вып. 32, с. 94-106.
53. Мошкин Е.К. Развитие отечествен-
отечественного ракетного двигателестроения. М.:
Машиностроение, 1973.
54. Неждановский С С Рукопись. —
Арх. Науч.-мемор. музея Н.Е. Жуков-
Жуковского, инв. № 2990/1.
55. Неждановский С С Рукопись. —
Арх. Науч.-мемор. музея Н.Е. Жуков-
Жуковского, инв. № 2990/2.
56. Некоторые конструкции, разрабо-
разработанные под руководством В.П. Глушко,
СП. Королева и М.К. Тихонравова. —
В кн.: Пионеры ракетной техники. М.:
Наука, 1972, с. 709-750.
57. Ньютон И. Математические начала
натуральной философии. — В кн.: Собра-
Собрание трудов академика А.Н. Крылова.
М.: Изд-во АН СССР, 1936, т. 7.
58. Оберт Г. Ракета в космическое
пространство. — В кн.: Пионеры ракет-
ракетной техники. М.: Наука, 1977, с. 424—
510.
59. "Огнеупоры": Отчеты. — Арх. АН
СССР, р. 4, оп. 14, ед. хр. 136.
60. Опытный ракетный двигатель
A939 г.). - Арх. АН СССР, р. 4, оп. 14,
ед. хр. 31.
61. Отчет о работе над кислородным
двигателем объекта 12к A935 г.). —
Арх. АН СССР, р. 4, оп. 14, ед. хр. 311.
62. Отчет о работе по двигателю
объекта 208 (технические требования,
основные характеристики, описание),
1936 г. - Арх. АН СССР, р. 4, оп. 14,
ед. хр. 24.
63. Отчет о результатах научно-иссле-
научно-исследовательской работы по спирто-кисло-
спирто-кислородному ракетному двигателю
A939 г). - Арх. АН СССР, р. 4, оп. 14,
ед. хр. 35.
64. Отчет о результатах отработки
опытного образца ракетного двигателя
на азотной кислоте и керосине с тягой
300 кг (Объект 601) A939 г.). - Арх.
АН СССР, р. 4, оп. 14, ед. хр. 28.
65. Отчеты по испытаниям 318-1 и
218-1. - Арх. АН СССР, р. 4, оп. 14, ед.
хр. 104.
66. Отчет по итогам работы по ракет-
ракетным двигателям A940 г.). — Арх. АН
СССР, р. 4, оп. 14, ед. хр. 20.
67. Отчет по теме "Теплоотдача в
137

соплах ракет" A936 г.). — Арх. АН
СССР, р. 4, оп. 14, ед. хр. 23.
68. Прищепа В. И. Из истории созда-
создания первых космических ракетных дви-
двигателей A947-1957). - В кн.: Исследо-
Исследования по истории и теории развития
авиационной и ракетно-космической
науки и техники. М.: Наука, 1981,
с. 123-137.
69. Протоколы испытаний двигателя
для ракеты 10. Акт о пуске ракеты
25/XI 1933 г. A933). - Арх. АН СССР,
р. 4, оп. 14, ед. хр. 49.
70. Протоколы испытаний двигателя
12к. -Арх. АН СССР, р. 4, оп. 14, ед.
хр. 5.
71. Протоколы испытаний отдельных
узлов по ракете 07, 1933 г. — Арх. АН
СССР, р. 4, оп. 14, ед. хр. 51.
72. Протоколы испытаний по двига-
двигателю ОР-2, 1932-1934 г-.- Арх. АН
СССР, р. 4, оп. 14, ед. хр. 2.
73. Протоколы испытаний пуска ра-
ракеты 05 и огневых испытаний мотора
0-10. Тепловой расчет мотора 0-10,
1934 г. - Арх. АН СССР, р. 4, оп. 14, ед.
хр. 3.
74. Расчеты двигателя 205, где
Р-100 кг, 1935-1936 гг.- Арх. АН СССР,
р. 4, оп. 14, ед. хр. 6.
75. Салахутдинов Г.М. К вопросу о
дате высказывания Ф.А. Цандером идеи
о сжигании металлического горючего. —
В кн.: Идеи Ф.А. Цандера и развитие
ракетно-космической науки и техники.
М.: Наука, 1982.
76. Саттон ГЛ. Ракетные двигатели.
М.: Изд-во иностр. лит., 1952.
77. Спирто- кислородный ракетный
двигатель с тягой 150 кг. — Арх. АН
СССР, р. 4, оп. 14, ед. хр. 21.
78. Техника в ее историческом раз-
развитии. М.: Наука, 1979.
79. Технический отчет по работам
КБ-7 за 1938 г. - Арх. АН СССР, р. 4,
оп. 14, ед. хр. 153.
80. Тихонравов М.К. Опытные харак-
характеристики ракетного двигателя
A938 г.). — В кн.: Пионеры ракетной
техники. М.: Наука, 1972, с. 652—693.
81. Тру экс Р. К. Разработка ракет-
ракетных двигателей в Аннаполисе. — В кн.:
Из истории астронавтики и ракетной
техники. М.: Наука, 1970, с. 162-168.
82. Цандер Ф.А. Космические (эфир-
(эфирные) корабли, которые обеспечат сооб-
сообщение между звездами. Движение в
мировом пространстве. — В кн.: Из
истории авиации и космонавтики. М.,
1971, с. 3-36.
83. Цандер Ф.А. Тепловой расчет
ракетного двигателя на жидком топли-
топливе. — В кн.: Ракетная техника. М., 1936,
вып. 1.
84. Цандер Ф.А. Тепловой расчет
ракетного двигателя на жидком топли-
топливе. - В кн.: Ракетная техника. М., 1937,
вып. 5.
138
85. Циолковский К.Э. Исследование
мировых пространств реактивными при-
приборами A930 г.). — В кн.: Пионеры
ракетной техники. М.: Наука, 1964,
с. 23-53.
86. Циолковский К.Э. Исследова-
Исследование мировых пространств реактивными
приборами A911—1912 гг.). — В кн.:
Пионеры ракетной техники. М.: Наука,
1964, с. 54-95.
87. Циолковский К.Э. Исследование
мировых пространств реактивными при-
приборами: (Доп. к I и II части труда того
же названия A914 г.)). — В кн.: Пио-
Пионеры ракетной техники. М.: Наука,
1964, с. 96-107.
88. Циолковский К.Э. Исследова-
Исследование мировых пространств реактив-
реактивными приборами: (Переизд. работ 1903
и 1911 гг. с некоторыми изменения-
изменениями и дополнениями) A926 г.). —
В кн.: Пионеры ракетной техники. М.:
Наука, 1964, с. 130-214.
89. Циолковский К.Э. Космический
корабль A924 г.). — В кн.: Пионеры
ракетной техники. М.: Наука, 1964,
с. 108-127.
90. Циолковский К.Э. Космические
ракетные поезда A929 г.). — В кн.:
Пионеры ракетной техники. М.: Наука,
1964, с. 215-242.
91. Шассэн Л. Война в космосе. —
В кн.: Ракеты и противоракетная
оборона. М.: Воениздат, 1962, с. 153-
171.
92. Эккерт, Ливигуд. Сравнение эф-
эффективности конвективного, пористого
и пленочного методов охлаждения при
использовании воздуха в качестве
охлаждающей среды. — Вопр. ракетной
техники, 1956, № 3, с. 42-69.
93. A scala of the degrees of heat. —
In: The Philosophical Transactions (From
the Year 1700 to the Year 1720). L,
1731, vol. IV, pt II, p. 1-4.
94. Abramson A.E. Comment on
"Approximate theory of porous, sweat, or
film cooling with reactive fluids" by
L. Crocco. - J. Amer. Rocket Soc, 1953,
23, N 2, p. 97.
95. Adams M. Present advances in Abla-
Ablative. - ARS Journal, 1959, 29, N 9,
p. 625-632.
96. Aero engines. - Flight, 1959, 75,
N 2617.
97. Pat. 3534555 (US). Laminar flow
enhancement / R.A. Agvazian. Cl. 6.03.68;
Publ. 20.10.70.
98. Aldrich D.E., Sanchini D.J. (Rocket-
dyne). F-1 rocket engine development. —
Canad. Aeronaut, and Space J., 1962, 8,
N4, p. 79-85.
99. Aldrich D.E., Sanchini D.J. F-1 roc-
rocket enaine development to provide
150000 lbs of thrust.-Missiles and Space,
1962, Oct., p. 26-28.
100. Alexander G.P. P and W studies
small, high-thrust engines. — Aviat. Week

and Space Technol., 1963, 79, N 13,
p. 73-75, 77
101 Anderton D.A. First details revea-
revealed on Centaur RL 10. - Aviat. Week
and Space Technol., 1962, 76, N 14,
p. 52-59.
102. Anderton D.A. J-2, M-1 engine
design details reported. — Aviat. Week and
Space Technol., 1963, 78, N 18, p. 56-59.
103. Apollo return engine completed. —
Interavia Air Lett., 1964, N 5489, p. 7.
104. Apollo service module engine. —
Aviat. Week and Space Technol., 1963,
78, N 5, p 31
105. Armstrong Siddeley Screamer. —
Flight Intern., 1956, 70, N 2479, p. 160-
164.
106. Aviation stock in demand. —
Interavia Air Lett., 1958, N 4054, p. 1.
107. Back L.H., Massier P. F., Cuffel R.F.
Flow and heat - transfer measurements
in subsonic air flow through a contraction
section. — Intern. J. Heat and Mass Transfer,
1969, 12, N 1, p. 1-13.
108. Back L.H., Massier P.F., Cuffel R.F.
Flow phenomena and convective heat tran-
transfer in a conical supersonic nozzle. — J.
Spacecraft and Rocket, 1967, 4, N 8,
p. 1040-1047.
109. Back L.H., MassierP.F., Cuffel R.F.
Some observation on reduction of turbu-
turbulent boundary-layer heat transfer in noz-
nozzle. - AIAA Journal, 1966, 4, N 12,
p. 2226-2229
110. Back L.H., Massier P.F., Cier H.L.
Convective heat transfer in a convergent-
divergent nozzle. — Intern. J. Heat and
Mass Transfer, 1964, 7, N 5, p. 549-667.
111. Back L.H., Cuffel R.F., Massier P.F.
Influence of contraction section shape and
inlet flow direction on supersonic nozzle
flow and performance. — AIAA Journal,
1972, 10, N4, p. 420-427.
112. Bailey Т.Е. Low mixture ratio
fluorine/hydrogen propulsion system inve-
investigation. - AIAA Bull., 1965, 2, N 5,
p. 211.
113. Bartlett E.P. Thermal protection
of rocket-motor structures. — Aerospace
Eng., 1963, 22, N 1, p. 86-99.
114.?arfz D.ft An approximate solu-
solution of compressible turbulent boundary-
layer development and convective heat-
transfer in convergent-divergent nozzle. —
Trans. ASME, 1955, 77, N 8, p. 1235-
1245.
115. ?a/-fz D.R. Factors which influence
the suitability of liquid propellants as roc-
rocket motor regenerative coolants.—Jet Pro-
puls., 1958,28, N 1, p. 46-53.
116. Bartz D.R. A simple equation for
rapid estimation of rocket nozzle convec-
convective heat transfer coefficients. — Jet Pro-
puls., 1957, 27, N 2, p. 49-51.
117\ Bartz D.R. Survey of the relation-
relationship between theory and experiment for
convective heat transfer from rocket com-
combustion gases. — Adv. Heat Transfer, 1968,
2, p. 291-382.
118. Bartz D.R. Survey of the relation-
relationship between theory and experimental for
convective heat transfer from rocket com-
combustion gases. — In* Advances in tactical
rocket propulsion. NATO, 1968, p. 291-
381.
119. Beighley СМ., Dean L.E. Study of
heat transfer to JP-4 jet fuel. — Jet Pro-
puls., 1954, 24, N 3, p. 180-186.
120. Berman K., Albanese Т., Blessing A.,
Roth N. Additives for heat-transfer reduc-
reduction In the propellant combinations NXO4—
MMH and N2O4-A-50 - J. Spacecraft
and Rockets, 1973, 10, N 8, p. 493-495.
121. Berman K., Andrusiak S.J. Barrier
film cooling study. — J. Spacecraft and
Rockets, 1972, 9, N3, p. 152-157.
122 Boden B.H. Heat transfer in rocket
motors and the application of film and
sweat cooling. — Trans. ASME, 1951, 73,
N 4, p. 385-391
123. Braun W. von, Ordway F.J. Histo-
History of rocketry space travel. L., 1969.
124. Brennan W.J. Liquid rockets. -
Space/Aeronaut., 1965, 44, N 3, p. 51-
54, 61.
125 ВгидеIW. Manner der Rokete.
Leipzig, 1933.
126. Pat. 3782116 (US). Film cooling
and acoustic damping for internal combus-
combustion engine / N.L. Burge, N.C. Rodewald.
Cl. 10.03.71; "Publ. 1.01.74.
127. Bur I age H., jun., Gin W., Rieb-
ling R.W. Unmanned planetary spacecraft
chemical rocket propulsion. -- J. Space-
Spacecraft and Rockets, 1972, 9, N10, p. 729-
737.
128. Castenholz R.D. Rocketdyne's spa-
space Shuttle main engine. — AIAA Pap.,
1971, N 71-659.
129. Cebeci T. Calculation of compres-
compressible turbulent boundary layers with heat
and mass transfer —AIAA Journal, 1971,
9, N 6, p. 1091-1097.
W0. Clarke J.H., Menkes H.R., Lib-
by P.A. A provisional analysis of turbulent
boundary layers with injection. — J. Aero-
Aeronaut. Sci., 1955, 22, p. 255-260.
131. Glasfaser and Kunststoff — Kunst-
stoffe, 1955, Bd. 45, N 10, S. 495-499.
132. Glass-plastic. — Chem Industr.
Week, 1951, 68, N8, p. 10.
133. Colburn A.P. A method of correla-
correlating forced convection heat transfer data
and a comparison with fluid fraction. —
Trans Amer. Inst. Chem. Eng., 1933, 29,
N 29, p 174-210.
134. Cook R.T. Advanced cooling
techniques for high pressure hydrocarbon
fueled rocket engines. — In: AIAA/SAE,
ASME 16th joint propuls. conf. Hartford
(Conn.), June 30 -July 2, 1980. Hartford
(Conn.), 1980.
135. Coo к R. Т., Coffey G.A. Space
Shuttle orbiter engine main combustion
139

chamber cooling and life. - AIAA Pap.,
1973, N 1310.
136. CopeW.F. The friction and heat
transmission coefficients of rough pipes. —
Proc. Inst. Mech. Eng., 1945, 145, p. 99-
105.
137. Cordon R. Heat-transfer problems
in liquid-propellant rocket motors. — ARS
Journal, 1950, N81, p. 65-77.
138. Coulbert G.D. Developments in
radiation cooling thrust chamber. — Chem.
Eng. Progr. Symp.Ser., 1964, 60, N 52,
p. 105-115.
139. Greenfield S. Determination of
rocket-motor heat-transfer coefficient by
the transient method. — J. Aeronaut. Sci.,
1951, 18, N8, p. 512-518.
140. Crocco L. An approximate theory
of porous, sweat, or film cooling with
reactive fluids. — J. Amer. Rocket Soc,
1952, 22, N 12, p. 331-338.
141. Grocco L. Transformation of the
compressible turbulent boundary layer
with heat exchange. — AIAA Journal,
1963, N 12, p. 13-14.
142. Grootenhuis P. Flow of gases
through porous metal compacts. — Engi-
Engineering, 1949, 167, p. 291-301.
143. Grootenhuis P. The mechanism
and application of effusion cooling. — J.
Roy. Aeronaut. Soc, 1959, 63, N 578,
p. 73-89.
144. Gross R.J., Thomas L.C. Signifi-
Significance of the pressure gradient on fully
developed turbulent flow in pipe. — J.
Heat Transfer, 1972, 94, N 4, p. 494-
495.
145. DebrockS.C, Rudey C.J. Agena
primary and integrated secondary propul-
propulsion systems. — J. Spacecraft and Rockets,
1974, 11, N 11, p. 769-777.
146. Description of combustion cham-
chamber fabrication sequence for space Shuttle
main engine. — Space World, 1974, N 11,
p. 29-30.
147. Devis H. The desing and develop-
development of the Thiokol XLR 99 rocket engine
for the X-15 aircraft. — J. Roy. Aeronaut.
Soc, 1963, 67, N 626, p. 79-91.
148. Dipprey D.F., Sabersky A.H. Heat
and momentum transfer in smooth and
rough tubes at various Prandtl numbers. —
Intern. J. Heat and Mass Transfer, 1963,
6, N 5, p. 329-353.
149. Dooling D., jun. Space Shuttle
main engine. - Spaceflight, 1972, 14, N 2,
p. 55-57
150. Dornberger. V-2 Schuss ins Weltall.
Miinchen, Bechrle-Verl., 1952.
151. Duwes P., Wheeler H.L.. jun.
Experimental study of cooling by injection
of a fluid through a porous material. —
J. Aeronaut. Sci., 1948, 15, N 9, p. 509-
521.
152. El/Ion M.E. New technique for
obtaining heat-transfer parameters of the
wall and combustion gas in a rocket
motor. - Trans. ASME, 1951, 73, N 2
p. 102-114.
153. Elliott D.G., Bartz D.R., Silver S.
Cumulation of turbulent boundary-layer
grouth and heat transfer in axi-symmetric
nozzle. - Techn. Rep. JPL, 1963, N 32-387.
154. Engines improved by quick bra-
brazing. — Missiles and Rockets, 1960, 6, N 2,
p. 35-37.
155. Epstein P.S., Plesset M.S, On the
stability of gas bubbles in liquid-gas solu-
solutions. - J. Chem. Phys., 1950, 18, N 11,
p. 1505-1509.
156. Expandable rocket nozzles. —
Interavia Air Lett., 1970, N 7039, p. 5.
157. F-1 rocket tests. - Aviat. Week
and Space Technol., 1961,74, N 19, p. 117.
158. Farber EA., Scorab R.L Heat
transfer to water boiling under pressure. —
Trans. ASME, 1948, 70, N 4. p. 369-384.
159. Feld D. The Agena engine. -
Astronautics, 1961, 6, N 3, p. 28-29,
68-69.
160. Pina P.E. The new phenolic glass
fibre moulding compounds. — Reinf. Plast.,
1957, 1, N8, p. 20-22.
161. Fin/ay W.L, Vordahl M.B., Ma-
loue R.F. New titanium alloys. — Metal
Progr., 1958, 74# N 3, p. 134-145.
162. First close-up photo shows F-1
engine. — Aviat Week and Space Technol.,
1963, 78, N 20, p. 31.
163. Fluorine rocket. — Aeroplane
and Astronaut., 1960, N 2555, p. 508.
164. Fridman N. A theoretical and
experimental investigation of rocket-motor
sweat cooling. — J. Amer. Rocket Soc,
1947, N 79, p. 147-154.
165. Pat. 2986875 (US). Fuel addi-
additives / P.D. George. Publ. 6.06.61.
166. Gerhart P.M., Thomas LC Predic-
Prediction of heat transfer for turbulent boun-
boundary layer with pressure gradient. — AIAA
Journal, 1973, 11, N 4, p. 552-554.
167. Goddard R.H. First report on
rocket development to the trustees of
Clark university (April 1, 1922). — In:
The papers of Robert H. Goddard. N.Y.,
1970, vol. 1, p. 477-483.
168. Goddard R.H. Rocket develop-
development: Liquid-fuel rocket research, 1924—
1941. N.Y., 1948.
169. Goddard R.H. Supplementary re-
report to trustees Clark university on work:
Performed July 1921 to August 1923
(August, 1923). - In: The papers of Robert
H. Goddard. N.Y., 1970, vol. 1, p. 498-
508.
170. Gregory J.W. AIAA Paper N 70-718,
1970. - In: AIAA 6th Propuls. joint spec
Conf., June 15-19, 1970.
171. Grootenhuis P. The mechanism
and application of effusion cooling. — J.
Roy. Aeronaut. Soc, 1959, 63, N 578,
p. 73-89.
172. Guided missiles, 1956. - Flight
Intern., 1956, 70, N 2498, p. 893-911.
140

173. Hastrup R.C, Sabersky R.H.,
Barts D.R., Noel M.B. Friction and heat
transfer in a rough tube at varying Prandtl
numbers. - Jet Propuls., 1958, 28, N 4,
p. 259-263.
174. Zborowski H.Ph.G.AR. von. BMW-
developments. — In: History of german
guided missiles development. Brunswick,
1957, p. 297-324.
175. Rocket encyclopedia / Ed. J.W. Her-
rick. Los Angeles, 1954.
176. Hieronymus W.S. Wide use of
composites expected. — Aviat. Week and
Space Technol., 1970, 92, N 25, p. 29-35.
177. High-pressure engine facility built.—
Missiles and Rocket, 1966, 8, N 16, p. 21.
178. High-pressure thrust chamber static-
fired. — Aviat, Week and Space Technol.,
1963,79, N11, p. 30.
179. Нот/ H.C, Egbert RB. Radiant
heat transmission from water vapor. —
Trans. Amer. Inst. Chem. Eng., 1942, 38,
p. 531-569.
180. Huang D.H. Aerospike engine
technology demonstration for space propul-
propulsion. - AIAA Pap., 1974, N 1080.
181. Hughes T.A. New concepts in
ablative chamber for high-performance
liquid rocket engine. - AIAA Bull., 1965,
2, N5, p. 1238.
182. Hyman S.C. A note on transpira-
transpiration cooling. — Jet Propuls., 1956, 26, N 9,
p. 780.
183. Improved rocket propulsion sys-
system. - Interavia Air Lett., 1972, N 7588,
P. 4.
184. Interavia Air Lett., 1960, N 4587,
P. 6.
185. Jakob M. Heat transfer in evapara-
tion and condensation. — Mech. Eng., 1936,
58, N 61, p. 643-660.
186. Jones W.C Optimization of rein-
reinforced plastics in ablative rocket nozzle
and re-entary body applications. — In: 8th
Nat. symp. aerospace-hydrospace. San Fran-
Francisco (Cal.), 1965.
187. Judge J.F. NASA, AG-funding
Avco multidirectional reinforced plastics. —
Technol. Week, 1966, 19, N 18, p. 28-29.
188. Judge J.F. Surveyor engine in final
development. — Missiles and Rockets, 1965,
16, N4, p. 18-21.
189. Karman T. The analogy between
fluid friction and heat transfer. — Trans.
ASME, 1939, 61, N 8, p. 705-710.
190. Kay J, Keenan J.H, McAdamsWH
Report of progress on measurements of
friction coefficients, recovery factors and
heat transfer cofficients for subsone flow
of air in a pipe. — Trans. ASME, 1951,
73, N 3, p. 267-279.
191. Kemmer P.H. Development of
glass-reinforced low-pressure plastics for
aircraft. - Mod. Plast., 1944, 21, N 9,
p. 89-93.
192. Kens-Nowarra. Die Deutschen Flug-
sengs, 1933-1945. Munchen, 1968.
193. Knuth E. The mechanics of film
cooling. Pt I. - Jet Propuls., 1954, 24,
N6, p. 359-365.
194. Knuth E. The mechanics of film
cooling. Pt II. - Jet Propuls., 1955, 25,
N 1, p. 16-25.
195. Kopituk R.C. Cooling prolongs
X-15 engine life. - SAE Journal, 1961,
69, N5, p. 71.
196. Krebs H. Development of liquid
rocket engines an Messerschmit Bulkow-
Blohm GMBH (AIAA/SAE 8th joint pro-
propuls. spec. conf.). - AIAA Pap., 1972,
N 72-1104.
197. Lamont E.A. The aerospike engine
system for the space tug: A status report. —
AIAA Pap., 1973, N 1245.
198. Latzko H.Z. - Angew. Math, und
Mech., 1921, N 1, S. 268-277.
199. Libby P.A., Baronti P.O., Napoli-
tano L. Study of the incompressible turbu-
turbulent boundary layer with pressure gra-
gradient. - AIAA Journal, 1964, 2, N 3,
p. 445-452.
200. Librizzi J., Cresci R.J. Transpira-
Transpiration cooling of a turbulent boundary layer
in an axisymmetric nozzle. — AIAA Journal,
1964, 2, N4, p. 617-624.
201. LoftUs H.J. Application of high-
density nitric acid oxidizer and UDMH
with silicone additive fuel to the Agena
rocket engine. - AIAA Pap., 1971,
N 71-736.
202. Loftus H.J., Mo ntan in о L.N.,
Nasiak LD., Schmit CM. Additives for
heat flux reduction. - AIAA Pap., 1973,
N 1289.
203. Malina F.J. The US army air
corps jet propulsion research project,
Galcit project N 1, 1939-1946: A me-
memoir. — In: Essays on the history of
rocketry and astronautics: Proc. Third
through the Sixth hist. Symp. on the
International Academy of Astronautics,
2, p. 153-201 (Mar del Plata, Argentina,
Oct. 10, 1969. Constance, German Federal
Republic, Oct. 11-12, 1970. Brussels,
Belgium, Sept. 23, 1971, Vienna, Austria,
Oct. 13, 1972).
204. Masters A. I., Colbert J.E., Broo-
Brooke A.W. Flox/methane pump-fed engine
systems. - AIAA Pap., 1969, N 64-510.
205. Mayer E. Analysis of convective
heat transfer in rocket nozzles. — J. Amer.
Rocket Soc, 1961, 31, N 7, p. 911-917.
206. Mayer E., Sartas J. Transpiration
cooling in porous metal walls. — Jet Pro-
Propuls., 1954, 24, N 6, p. 366-368, 378, 396.
207. McAdams W.H. Heat transmis-
transmission. N.Y.,1933.
208. McGuire F.G. Compact engine
boosts navy target drone. — Missiles and
Rockets, 1961, 9, N 6, p. 22-23.
209. McGuire F.G. STL/Bell Draco
could fill pre-Saturn booster gap. — Mis-
Missiles and Rockets, 1961, 9, N 14, p. 24-
25.
210. Missiles, 1957. - Flight, 1957,
N 2550, p. 869-880, 893-906.
141

211 Missiles and Rockets, f958, 4,
N 23.
212. Mulready R.C. LR-115 Oxygen-
hydrogen engine. — Astronautics, 1961, 6,
N 3, p. 26-27, 85-86.
213. NASA rensable engine contracts. —
Interavia Air Lett, 1970, N 6998, p. 2.
214. Pat. 3190070, kl. 60-36,6 (US).
Reaction motor construction / E. Neu.
1950.
215. New rocket alloy. — Spaceflight,
1966, 8, N 4, p. 128
216. News from the world of space
exploration. — Space World, 1970, G-6-78,
p. 52-58.
217. Newton E.H., McElroy W.D., Whi-
White ley A. H. On cavity formation in water. —
J. Appl. Phys., 1947, 18, N 2, p. 162-172.
218. Nikuradse J. Lows for flow in
rough pipes. — VDI-Forschungsh. B, 1933,
361, N4.
219. Oberth H. Die Rakete zu den Pla-
netenroumen. Munchen; Berlin, 1923.
220. Only seven companies bid for Sa-
Saturn S-1 .-Aviat. Week and Space Technol.,
1961, 75, N 17, p. 27.
221. Osborn G.H.O., Gordon R., Cop-
fen H.L., James G.S. Liquid-hydrogen roc-
rocket engine development. — In- Essays on
the history of rocketry and astronautics.
Wash., 1977, vol.11, p. 279-324. (NASA
Conf. Publ.; N 2014).
222. Owen P. R., Thomson W.R. Heat
transfer across rough surfaces. — J. Fluid
Mech., 1963, p. 321-334.
223. P and W a air-breathing hydrogen
system. — Aviat. Week and Space Technol.,
1962, 76, N 14, p. 55.
224. P and W fires H2 engine. - Mis-
Missiles and Rockets, 1963, 13, N 11, p. 10.
225. Parke R.M. Molybdenum - a new
high-temperature metal. — Metal Progr.,
1951, 60, N 1, p. 81-96.
226. Pendray G.E. Early rocket develop-
developments of the American rocket society. —
In: First steps toward space. Wash., 1974,
p. 141-155.
227. Demoulin P. Les necherches sur les
fusies a la R.M.I. - Les Ailes, 1956, 36,
N 1609, p. 15.
228 Pike L Atlas pioneer ICBM and
space-age worknorse. — Flight, 1962, 81,
N 2758, p. 89-96.
229. Pratt/Whitney SSME performan-
performance. - Space Propuls., 1971, 8, N 21,
p. 194-195
230. Pratt-Whitney unveils H2 engine
mockup. — Missiles and Rockets, 1963,
13, N 12, p 10.
231. Protest of Pratt-Whitney aircraft
division of United aircraft corporation
under NASA REP SSME-70-1; B-173677 -
Space Propuls., 1971, 8, N 24, p 1-7
232 Reinhardt T.F. Regenerative rocket
cooling. — Aeronaut. — Eng. Rev., 1947,6,
N 4, p 31
233. Reynolds O. On the extent and
action of the heating surface for steam
142
boilers. — Proc Manchester Lit and Phys
Soc, 1874, 14, N 7, p. 7-12
234. Rheinfrank G.B., jun., Norman WA
Application of glass laminates to aircraft -
Mod. Plast., 1944, 21, N 9, p 94-97
235. Richardson E.A. Sweat cooling. —
J. Aeronaut Sci , 1949, 16, p. 62-69
236. Robinson AT, Me Alexander R.L.,
Ramedell J.D., Wolfson M.E. Transpiration
cooling with liquids metals. — AIAA Jour-
Journal, 1963, 1, N 1, p 89-95
237. Rocket-motor cooling. - Flight,
1955, N 2414, p. 559.
238. Rocketdyne J-2 Motor — Interavia
Air Lett , 1960, N 4590, p. 8
239. Roksenow W.t Clark J. A study
of the mechanism of boiling heat transfer —
Trans. ASME, 1951, 73, N 3, p. 609-620
240. Rose J.W. Tantalum and colum-
bium. - Amer Mach , 1954, 12/IV, p. 189-
198
241. Saberski R.H.. Gates CW., jun.
On the start of nucleation in boiling heat
transfer. — Jet Propuls , 1955, 25, N 2,
p 67-70
242 Saberski R.H., Mulligan H.E. On
the relationship between fluid friction
and heat transfer in nucleate boiling. —
Jet Propuls., 1955, 25, N 1, p. 9-12.
243. Sanger-Bredt /., Engel R. The
development of regeneratively cooled liquid
rocket engines in Austria and Germany,
1926-1942 - In: First steps toward
space. Wash., 1974, p. 217-246.
244. Schilling M. The development
of the V-2 rocket engine. — In. History
of Herman guided missiles development.
1957, p. 281-296
245. Schussler M. Columbium: A candi-
candidate for space vehicles — Precis Metal,
1972, 30, N8, p 29-32.
246. Seader J.D., Wagner W.R. Regene-
Regenerative cooling of rocket engines. — Chem
Eng. Symp. Ser., 1964, 60, N 52, p. 130-
150
247 Seban R.A., Emery A, Levey A.
Heat transfer to separated and reattached
subsonic turbulent flows obtained down-
downstream of a surface step — J Aero/Space
Sci., 1959, 26, N 12, p. 809-814.
248 Seban R., McLaughlin EF. Heat
fransfer in tube coils with laminar and
turbulent flow. — Intern J. Heat and
Mass Transfer, 1963, 6, N 5, p. 387-
395.
249 Sellers J.P., jun. Effect of carbon
deposition of heat transfer in LOX/RP-3
thrust chamber — ARS Journal, 1961, 31,
N 5, p. 662-663
250. Sellers J.P., jun. Effectiveness of
RP-1 film cooling in a large rocket motor. —
ARS Journal, 1962, 32, N 9, p 1388-
1389
251. Shesta J. Reaction motors incorpo-
incorporated — first large scale american rocket
company A memoir Prepr JAF-78-A-5.
1978
252. Shuttle performance gam plan-

ned. — Aviat Week and Space Technol ,
1971, 94, N 6, p 16.
253 Sibulkin M. Heat transfer to an
incompressible turbulent boundary layer
and estimation of heat-transfer coefficients
at supersonic nozzle throats A954) — J
Aeronaut. Sci , 1956, 23, N 2, p 162-172
254 Sieder E.N., Tate G.E. Heat transfer
and pressure drop of liquids in tubes -
Industr and Eng. Chem., 1936, 28, N 12,
p. 1429-1435
255. Small engines for space. — Engineer,
1966,222, N 5769, p. 288.
256 Small rocket yields high thrust —
Missiles and Rockets, 1963, 12, N 3, p 21
257. Smith J.W., Epstein N. Effect of
wall roughness on convective heat transfer
in commercial pipes — AlChE Journal,
1957, 3, p. 242-248
258 Sounders O., Colder P. Some expert
ments on the heat transfer from a gas flo-
flowing through a convergent-divergent
nozzle. — Proc Heat Transfer and Fluid
Mech. Inst., 1951
259. Space Propuls , 1971, 8, N 14
260 Stambler I. Simplicity boosts Able-
Star - Space/Aeronaut, 1961, 36, N 2,
p. 59-64
П61 Stemmer I. Rahetenantriebe Zu-
Zurich, 1951.
262 Stephanon S.E., Ward Т.Е., Holm-
Holmgren J.S. Application of heat pipe techno-
technology to rocket engine cooling — AIAA Pap ,
1969, N 582
263. Stone I. Flight of Saturn 1B will
test J-2 engine - Aviat Week and Space
Technol., 1966, 87, N 7, p. 53-57
264. Strategic missiles. - Flight, 1962,
82, N 2809, p. 743-750, 752, 753, 755,
7567 758, 759, 762, 763, 766.
265. Studhalter W.R. J-2 rocket engine
design. - SAE Journal, 1963, 71, N 7,
p. 52-54.
266 Sutton G.P. Rocket propulsion
elements* An introduction to the enginee-
engineering rockets. N.Y., 1949.
267. Sutton G.P., Wagner W.R., Sea-
der J.D. Advanced cooling techniques
for rocket engines. — Astronaut, and Aero-
Aeronaut , 1966,4, N 1,p 60-71.
268 Tayler H. Flight of M-1 delayed
three years — Missiles and Rockets, 1963,
12, N 16, p 16-17.
269 Ten years of project SQUID —
a bibliography — Jet Propuls., 1956, 26,
N8, p. 660-680
270. Tetervin N. Approximate calcula-
calculation of Reynolds analogy for turbulent
boundary layer with pressure gradient —
AIAA Journal, 1969, 7, N 6, p 1079
271. The papers of Robert H. Goddard
N.Y , 1961. Vol. 2.
272 The promise of reinforced plastics
in defense - Mod Plast , 1951, 28, N 7,
p 55-59, 146, 149, 152-156, N 8
p 91-95
273 Thickol C-1 radiamic engines hot
tested - Interavia Air Lett., 1966, N 6066,
P 5
274 Titan 3e transtage successfully
tested - Aviat. Week and Space Techno! ,
1963, 78, N 17, p 31.
275. Tsongas A.G. Reverse-flow film
cooling of a small rocket engine chamber —
J Spacecraft and Rocket, 1966, 3, N 3,
p 444-445
276 Ward B. New devices assisting
rocket booster output —- Electron News,
1964, 9, N 447, p. 36.
277 Weinbaum S., Wheeber H.L Heat
transfer in sweat cooled porous metals —
J. Appl Phys., 1949, 20, p 112-113.
278. Welsh W.E., jun., Witte AB.
A comparison of analytical and experimen-
experimental local heat fluxes in liquid-propellant
rocket thrust chambers. — J. Heat Transfer,
1962,84, N 1,p. 19-28.
279 Witte AB., Harper E.Y. Experi-
Experimental investigation of heat transfer raies
in rocket thrust chamber. — AIAA Journal,
1963, 1, N 2, p 443-451
280. Wilson L.D. AJ-550 space Shuttle
main engine - AIAA Pap., 1971, N 71-650
281 Wyld J.H. The liquid-propellant
rocket motor — Mech Eng., 1947, 69,
N 6, p 457-464.
282 Yaffee M.L Columbium thrust
chamber in test-fired. — Aviat. Week and
Space Technol., 1964, 80, N 13, p 47-48
283. Yaffee M.L. Small/pulsed rocket
engine tested — Aviat. Week and Space
Technol., 1970, 93, N 14, p. 53-54.
284 Zucrow M.J. Liquid propellant
rocket power plant — J Amer Rocket
Soc, 1947, 69, N 72, p. 26-44.
285. Zucrow M.J. Liquid-propellant
rocket power plants — Trans. ASME,
1947,69, N 8, p. 847-857.
286. Zucrow M.J., Beighley CM. Experi-
Experimental performance of WENA — JP-3
rocket motors of different combustion
pressure. — J. Amer. Rocket Soc, 1952,
22, N 6, p. 323-330.
287. Zucrow M.J., Graham R.W. Some
considerations of film cooling for rocket
motors — Jet Propuls., 1957, 27, N 6,
. p 650-656
288. Zucrow M.J., Sellers J.P., jun.
Experimental investigation of rocket motor
film cooling - ARS Journal, 1961, 31,
N 5, p. 662-663
289. Zucrow M.J., Warner CF. Applica-
Application of white fuming nitric acid and jet-
engine fuel (AN-F-58) as rocket propel-
lants - ARS Journal, 1950, 82, N 9,
p 139-150

ОГЛАВЛЕНИЕ
Условные обозначения 3
Введение 4
Г л а в а I
Первые идеи по тепловой защите ЖРД (до конца 20-х г. XX в.) 6
1.1. Предыстория вопроса б
1.2. Идеи по тепловой защите ЖРД отечественных пионеров ракетной техники . . g
1.2.1. Идеи К.Э. Циолковского 9
1.2.2. Работы Ф.А. Цандера по теплопередаче в ЖРД 12
1.3. Идеи по тепловой защите ЖРД зарубежных пионеров ракетной техники ... 14
Глава II
Развитие методов тепловой защиты ЖРД в конце 20-х — середине 40-х гг.
XX в 15
2.1. Особенности решения проблемы тепловой защиты на начальном этапе работ
по ЖРД (конец 20-х - первая треть 30-х гг.) 15
2.1.1. Проблемы создания первых ЖРД 15
2.1.2. Методы теплозащиты 17
2.1.3. Методы Охлаждения ~ 18
2.1.4. Методы, упрощавшие решение проблемы теплозащиты ЖРД 22
2.2. Особенности перехода к динамическим методам охлаждения ЖРД
A933 г. - конец 30-х гг.) 24
2.2.1. Переход к динамическим методам охлаждения в США 26
2.2.2. Работы по динамическим методам охлаждения ЖРД в Германии и
Австрии 40
2.2.3. Переход к динамическим методам охлаждения ЖРД в СССР 44
2.3. Создание ЖРД со стационарным охлаждением (конец 30-х — середина
40-х гг. XX в.) 63
2.3.1. Появление прикладных научных исследований теплопередачи в ЖРД . . 63
2.3.2. Работы по созданию ЖРД со стационарным охлаждением 66
Глава III
Развитие работ по охлаждению ЖРД в период середина 40-х — начало 60-х гг . . . 81
3.1. Появление фундаментальных научных исследований теплопередачи в ЖРД . 81
3.2. Особенности развития методов охлаждения ЖРД в СССР 94
3.3. Особенности развития методов охлаждения ЖРД в США 98
Глава IV
Развитие работ по тепловой защите ЖРД в 60—70-х гг 104
4.1. Методы тепловой защиты ракетных двигателей для космических аппаратов . юб
4.2. Методы тепловой защиты ЖРД для ракет-носителей И6
Глава V
Закономерности развития работ по решению проблемы тепловой защиты ЖРД . 126
5.1. Классификация методов тепловой защиты ЖРД 126
5.2. Повторяемость в процессе развития методов тепловой защиты ЖРД 129
5.3. Взаимодействие науки и техники в процессе развития работ по решению
проблемы тепловой защиты ЖРД 133
Литература и источники 137