Виктор Петров - Искусственный спутник земли

Интересно отметить, что к моменту выключения двигателя, т. е. приблизительно через 70 секунд полета стратосферной ракеты по пологой траектории, ее скорость полета достигала примерно 5500 км/час, т. е. 1525 м/сек. В этот момент двигатель развивал мощность почти в 600 000 л. с.

Не менее интересной технической характеристикой этого ЖРД является его ничтожный вес по сравнению с развиваемой им тягой. При весе двигателя около 1000 кг его тяга достигает 25 т, так что удельный вес двигателя, т. е. вес, приходящийся на единицу тяги, равен всего только 1000/25000=0,040 кг/кг [14]. Для сравнения укажем, что обычный поршневой авиационный двигатель имеет удельный вес 1–2 кг/кг, т. е. в 25 раз больший. Весьма важно также и то, что удельный вес ЖРД не изменяется при изменении скорости полета, тогда как удельный вес поршневого двигателя быстро растет с ростом скорости в связи с уменьшением тяги, развиваемой поршневым двигателем. К настоящему времени осуществлено большое количество разнообразных схем ЖРД, которые характеризуются следующими особенностями:

1. Компоненты топлива подаются в камеру сгорания одновременно, и горение продолжается непрерывно.

2. Протекание рабочего процесса не зависит от условий внешней среды, поэтому ЖРД могут развивать тягу как в сравнительно плотной атмосфере, так и в безвоздушном пространстве.

3. Величина развиваемой двигателями тяги не зависит от скорости движения аппарата. С увеличением высоты полета тяга возрастает, достигая максимально возможной для данных размеров двигателя величины в пустоте; максимальную тягу двигатель может развить за очень малый промежуток времени.

4. Охлаждающей жидкостью является один из компонентов топлива, в большинстве случаев окислитель, весовой секундный расход которого для некоторых составов топлива значительно превышает расход горючего; тепло, воспринимаемое окислителем, вносится им вновь в камеру сгорания, поэтому потери при отдаче тепла стенкам незначительны.

5. Объем камер сгорания незначительный. Удельный вес двигательной установки невелик, порядка 0,04 .

Этим двигателям свойственны и недостатки:

1. Большой весовой секундный и удельный расход топлива, значительно превышающий удельный расход топлива ВРД (воздушно-реактивного двигателя), а именно порядка 18 , что определяет сравнительно малое время действия (в большинстве выполненных конструкций в пределах одной минуты).

2. Агрессивность к металлам компонентов топлива вызывает затруднения при их хранении и использовании.

3. Сложность осуществления и регулирования подачи компонентов топлива и систем зажигания.

Другим типом ракетных двигателей, который применяется в настоящее время в ракетах для исследования верхних слоев атмосферы и может быть использован при запуске ИСЗ, является пороховой ракетный двигатель (сокращенно ПРД). Такой двигатель издавна используется в боевых пороховых ракетах. Следует отметить, что русские пороховые ракеты по своим тактическим свойствам всегда значительно превосходили иностранные образцы. Уже в 1815 году талантливый офицер русской армии А. Д. Засядко приступил к созданию боевых ракет. Ракеты генерал-майора А. Д. Засядко использовались в бою и показали хорошую маневренность, дальнобойность и меткость, обеспечившие им значительный боевой успех. В середине 19-го века ракеты значительно усовершенствовал генерал-лейтенант К. И. Константинов, талантливейший изобретатель и ученый. Так, им были значительно усовершенствованы станки для производства ракет, устройства для пуска ракет и повышены боевые свойства самих ракет. Дальнейшее развитие пороховых ракет было в центре внимания русских и советских ученых. Широко известно, что прославленные гвардейские минометные части покрыли советское реактивное оружие неувядаемой славой.

Пороховой ракетный двигатель (рис. 10) является самым простым по своему устройству из всех известных нам типов ракетных двигателей. Основными конструктивными элементами его являются: корпус 1 , камера сгорания 2 , сопло 3 , заряд пороха 4 и диафрагма 5 . Так как, в отличие от других реактивных двигателей, в ПРД весь запас топлива сосредоточен в самой камере сгорания, то и размеры ее определяются количеством содержащегося в ней пороха, необходимого для обеспечения расчетной дальности полета ракеты. Сопло 3 , как и в любой ракете, предназначено для преобразования тепловой энергии пороховых газов в кинетическую энергию, которая определяет величину реактивной силы. Заряд пороха 4 состоит из пороховых трубок, или шашек, могущих иметь различную форму и плотность. При выборе формы, плотности и размеров пороховых шашек руководствуются необходимостью обеспечить более продолжительное их горение и постоянство давления в камере сгорания при переменном ее объеме. Диафрагма с отверстиями 5 удерживает пороховые шашки в камере в заданном положении. Передний воспламенитель 6 обеспечивает условия равномерного и надежного воспламенения всего порохового заряда, а задний воспламенитель 7 — начало воспламенения пороха. Дно камеры сгорания (отверстия решетки) 8 является местом приложения основной составляющей тяги.

Существуют два основных типа пороховых зарядов: с горением по части поверхности и по всей поверхности. В зарядах первого типа часть внешней поверхности покрывается веществом, препятствующим горению; вследствие этого горение такого заряда может происходить только по поверхности, не покрытой этим веществом. Заряды с горением по части поверхности горят, как сигарета, от одного конца до другого. Двигатели с этими зарядами обычно имеют бóльшую длительность работы, чем с зарядами второго типа. Данные двигателей с зарядами обоих типов приведены в табл. 2. Некоторые заряды имеют частично ограниченную поверхность горения; в этих случаях химический состав, препятствующий горению, наносится лишь на некоторые грани заряда.

Таблица 2 [15]

В процессе горения порохового заряда в камере сгорания давление возрастает от 100 до нескольких сотен атмосфер, а температура при этом превышает 2000℃. Поэтому камеру сгорания ПРД рассчитывают на высокие давления, в результате чего растут весовые характеристики двигателя, так как стенки ее приходится делать весьма прочными.