Техника и вооружение 2007 07

Крепление двигателя.

Размещение агрегатов двигателя на раме.

Принципиальная схема двигателя А-4:

1 — сопло; 2 — система подачи горючего (спирта) для внутреннего охлаждения; 3 — форкамера; 4 — камера сгорания; 5 — трубопроводы подвода жидкого кислорода к форкамерам; 6 — главный клапан горючего; 7 — труба подвода горючего к рубашке охлаждения; 8 — баллоны высокого давления; 9 — бачок катализатора; 10 — редуктор давления воздуха; 11 — реактор; 12 — бак перекиси водорода; 13 — главный клапан окислителя; 14 — насос горючего; 15 — турбина; 16 — насос окислителя; 17-труба подачи парогаза в турбину; 18 — труба для отвода горючего в насос при выключении двигателя.

Человек при необходимости мог проникнуть в камеру двигателя через его критическое сечение.

Выбор жидкого топлива поставил задачу обеспечения его подачи в камеру сгорания, при этом в условиях противодействия довольно большого давления продуктов уже находящихся в ней раскаленных газов. На первых экспериментальных ракетах компоненты топлива выдавливались из баков за счет их наддува сжатым воздухом или азотом. Но для этого приходилось создавать в баке давление большее, чем в камере сгорания. Прямо пропорционально давлению росла толщина стенок баков и, следовательно, их вес. С другой стороны, экономичность ракетного двигателя обеспечивается высокой степенью расширения продуктов сгорания топлива. С учетом ряда факторов, в том числе и того, что давление на срезе сопла одноступенчатой ракеты должно быть близко к атмосферному, прогресс двигателестроения сопровождался неуклонным ростом давления в камере двигателя. Поэтому уже на «Фау-2» была применена насосная подача компонентов топлива в двигатель.

Помимо двух центробежных насосов (для спирта и кислорода) потребовался элемент, приводивший их в движение, — турбина. Для вращения самой турбины на нее подавались продукты сгорания из специального газогенератора, который представлял собой вторую, меньшую камеру сгорания двигателя. Однако в нее не поступали основные компоненты топлива — спирт и кислород. Турбина могла выдержать температуру не более 1000 К — в несколько раз меньшую, чем основная камера двигателя. Немецкие конструкторы использовали перекись водорода, которая, смешиваясь с катализатором (жидким перманганатом натрия), разлагалась на воду и кислород, при этом образовывался парогаз с вполне приемлемой температурой около 370 °C, близкой к реализуемой в уже широко освоенных на электростанциях и кораблях обычных паровых турбинах. Мощность турбонасосного агрегата соответствовала танковому двигателю, но скорее от Т-72, чем от Т-34!

Подвод компонентов топлива.

Камера сгорания двигателя ракеты А-4:

1 — форкамеры; 2 — трубы подвода горючего для внутреннего охлаждения; 3,4,5, 6 — пояса отверстий для ввода горючего во внутреннюю поверхность стенки камеры; 7 — трубы подвода горючего в полость охлаждения; 8 — кронштейны крепления двигателя к раме; 9 — главный спиртовой клапан.

Форкамера двигателя, имеющего сферическую головку:

1 — подвод окислителя (жидкого кислорода); 2- корпус форкамеры; 3 — форсуночная головка окислителя со струйными форсунками; 4 — кожух форкамеры, образующий полость для подвода горючего к форсункам; 5 — верхний пояс центробежных форсунок; 6 — пояса струйных форсунок; 7 — пояса центробежных форсунок.

Турбонасосный агрегат двигателя:

1 — патрубок входа спирта; 2 — корпус турбины; 3 — выходной коллектор турбины; 4 — крыльчатка спиртового насоса; 5 — штуцер слива просочившегося спирта; 6 — шарикоподшипники; 7 — устройство для предохранения от разноса; 8 — патрубок подачи спирта в камеру; 9 — уплотнение вала турбины; 10 — корпус спиртового насоса; 11 — рабочие лопатки турбины; 12 — патрубок подачи кислорода в камеру; 13 — трубопроводы впуска парогаза; 14 — турбинное колесо; 15 — крыльчатка кислородного насоса; 16 — подшипники кислородного насоса; 17 — уплотнение вала; 18 — муфта сцепления; 19 — корпус кислородного насоса; 20 — сопло турбины; 21 — неподвижный направляющий аппарат; 22 — патрубок входа кислорода.

Для вытеснительной подачи перекиси и перманганата натрия применялся сжатый воздух. Выбор перекиси водорода помимо объективного фактора — низкой температуры парогаза при приемлемой энергетике процесса — был обусловлен и субъективным — активной деятельностью энтузиаста этого монотоплива немецкого инженера Гельмута Вальтера. Ему удалось внедрить свои турбинные установки даже на подводные лодки XXVIII серии в качестве маршевого двигателя подводного хода, обеспечившего рекордную для Второй мировой войны скорость хода под водой. Кроме того, на участвовавшем в боях ракетном перехватчике Me 16З также стоял двигатель Вальтера, работавший на перекиси водорода в качестве основного топлива.

Применение перекиси водорода не было единственно возможным решением: можно было использовать и основные компоненты, подавая их в газогенератор в соотношении, далеком от оптимального, и тем самым обеспечивая снижение температуры продуктов сгорания. Но в этом случае потребовалось бы решить ряд сложных проблем, связанных с обеспечением надежного воспламенения и поддержания стабильного горения этих компонентов. Поэтому, несмотря на то что перекись водорода — пожароопасная жидкость, склонная к внешне не отличимому от горения «бурному разложению» при контакте с маслом и элементарной грязью, она широко использовалась для обеспечения работы турбонасосных агрегатов многих ракет, разработанных в 1950-е гг. До сих пор она применяется на космических носителях семейства «Союз».

Если инициация разложения перекиси водорода в газогенераторе не представляла особых проблем, то зажигание основных компонентов в камере сгорания оказалось сложной задачей, так и не решенной немцами до конца. Было создано специальное устройство, поджигающее пары поступающих в камеру спирта и кислорода, которое крепилось на штативе из деревянных реек, вставляемом в камеру сгорания. При срабатывании оно вращалась наподобие «сегнерова колеса» относительно продольной оси ракеты. Выяснилось, что воспламенение спирта с кислородом в камере больших габаритов может сопровождаться взрывами и мощными вибрациями, способными разрушить двигатель. Крайне сложным в отработке оказался и процесс впрыска в камеру, распыления и смешивания друг с другом компонентов топлива. Для обеспечения полноты сгорания попытались удлинить камеру сгорания, но это не помогло.