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

4.2. МЕТОДЫ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ЖРД ДЛЯ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ

Жидкостные ракетные двигатели, созданные или начавшие создаваться в СССР в 50-е гг., позволяли решать подавляющее большинство задач, стоящих перед советскими специалистами по выводу в космос полезных нагрузок. Система охлаждения, применявшаяся на уже упомянутых двигателях РД-107, РД-108, РД-214, давала возможность обеспечить сохранность материальной части более совершенных двигателей, имевших, например, давление в камерах, превышающее достигнутое в 50-е гг. В 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 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 кгс/см² (7,15 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 следующем.

Во всех существовавших двигателях газ, вырабатываемый газогенератором, поступал на привод турбонасосного агрегата и затем выбрасывался в окружающую среду. Потери этого газа (или, другими словами, 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 неприемлемых величин.

Для решения этой проблемы необходимо было существенно изменить принципиальную схему работы двигателей. Задача могла быть решен с переходом к созданию ЖРД, работающих по схеме с дожиганием газа, при которой отработанный в турбонасосном агрегате газ направляется в камеру, где и сжигается.

Непосредственно к решению этой задачи приступили специалисты РНИИ, разработавшие и испытавшие ЖРД новой схемы в 1958—1959 гг. В результате появилась реальная возможность создать двигатели с давлением в камере, втрое превышавшим то, которое было на двигателях ракеты-носителя «Восток». Однако на пути к таким ЖРД стояла весьма сложная проблема охлаждения.

Несмотря на все трудности, двигатели, работающие по схеме с 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 самовоспламеняющемся топливе при давлении в камере 150 кгс/см² (15 МПа). Тепловая защита его камеры более мощная, чем на всех предшествующих ЖРД, и осуществляется следующим образом.

Один из компонентов топлива проходит по фрезерованному 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 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 разработке этих двигателей были использованы новейшие достижения термодинамики, гидро— и газодинамики, теплопередачи, теории прочности, металлургии высокопрочных и жаростойких материалов, химии, электронной вычислительной техники, измерительной техники, вакуумной, 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 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 специалистами, обусловили появление в то время большого количества все: возможных больших ЖРД, среди которых в первую очередь следует отметить двигатели, работающие на водородно-кислородном топливе.

Сама по себе идея использования такого топлива была не нова: ее 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 (20 К), трудно транспортировать и его желательно производить недалеко от стартовой позиции, топливные баки для водорода должны иметь мощную теплоизоляцию и могут оказаться тяжелыми. Следует отметить, что для решения различных космических задач на околоземных орбитах использование водородно-кислородного 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 запасах энергетики, они обратили внимание на водородно-кислородное топливо, ознакомительные работы по которому возобновились в США еще в середине 50-х гг.

В 1955 г. на фирме «Пратт—Уитни» были проведены исследования «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 обозначение «304» 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 «304», специалисты фирмы разработали детальный проект такого ЖРД. В октябре того же года между фирмой и отделом перспективных разработок ВВС был заключен контракт на создание широко известного в настоящее время 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].

Как известно, тяга двигателя составляла 6,8 тс (66,6 кН) при давлении в камере 21 кгс/см² (2,14 МПа) и удельном импульсе 420 с (4120 м/с); его камера сгорания имела трубчатую конструкцию и охлаждалась водородом, который сначала поступал в кольцевой коллектор, 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 прохода»). При прохождении охлаждающего тракта водород газифицировался и направлялся в турбину ТНА (т. е. этот тракт выполнял функции своего рода газогенератора), откуда затем подавался в камеру сгорания. Форсунки обеспечивали на стенке камеры избыток водорода [212].

Следует отметить, что водородно-кислородное топливо имеет сравнительно низкую температуру сгорания — она ниже примерно на 200°С, чем кислородно-керосинового топлива. Кроме того, водород является 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 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 водородно-кислородный ЖРД J-2 (серийное производство было начато летом 1963 г. [102, с. 56]). Он имел тягу 90 тс (880 кН) при давлении в камере сгорания, равном 44 кгс/см² (4,5 МПа) [102, с. 56; 238, с. 8; 265]. Дальнейшим развитием этого ЖРД стал двигатель J-2S, огневые испытания которого проводились с ноября 1968 г. по июль 1970 г. [156]. На фирме «Аэроджет» разрабатывались водородно-кислородные ЖРД AJ-1000 [220, с. 27] и М-1 [268], не доведенные, однако, до стадии практического использования.

С точки зрения системы охлаждения эти двигатели почти не имели принципиальных отличий от своих предшественников: все та же трубчатая конструкция камер, охлаждение регенеративное, водородом, в 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 исследования. Так же как и советсткие специалисты, исследователи США в начале 60-х гг. начали разрабатывать двигатели, работающие по схеме с 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 (27,5 кН), и давлением в камере 270 кгс/см² (27,5 МПа) было опробовано пленочное охлаждение. В 1964 г. проходил испытания двигатель с тягой 19,5 тс (192 кН) (позднее она была доведена до 21,8 тс (214 кН) при давлении в камере 190 кгс/см² (19,4 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 (110 кН) при давлении в камере 210 кгс/см² (21,4 МПа) [100], на уменьшенных копиях которого, имевших тягу 5 тс (49 кН) и подвергавшихся в том же году огневым испытаниям [178, 224, 230], отрабатывалось транспирационное охлаждение камеры сгорания и горловины сопла в сочетании с внешним регенеративным охлаждением закритической части сопла.

Первый способ имел, по свидетельству американских специалистов, тот недостаток, что при его реализации уменьшалась (по сравнению, по-видимому, с транспирационным охлаждением) экономичность двигателя.

На пути применения транспирационного охлаждения также стояли существенные трудности: в промышленности не было материалов с переменной пористостью. Специалисты фирмы пытались выйти из этого затруднения путем искусственного создания (механическим путем) 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» сосредоточили свои усилия в основном на отработке двигателей с транспирационным охлаждением. В 1966 г. они начали разработку ЖРД XLR-129 с тягой 115 тс (1130 кН) при давлении в камере 210 кгс/см² (21,4 МПа), имевшего такое охлаждение и длительное время расценивавшегося как 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 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 «Рокетдайн», проводившей свои работы совместно со специалистами западногерманской фирмы «Мессершмидт—Белков—Блом», занимавшимися двигателями замкнутой схемы с 1956 г. [196].

В 1970 г. НАСА выдало этим трем фирмам («Пратт—Уитни», «Рокетдайн» и «Аэроджет») заказы общей суммой 6 млн. долл. на разработку проекта ЖРД для космического самолета. Срок выполнения заказа составлял одиннадцать месяцев, в течение которых указанные фирмы должны были построить экспериментальные двигатели с высоким давлением в камере сгорания, тягой 180 тс (1765 кН), достигаемой в результате сжигания жидких кислорода и водорода [213,с. 2].

В 1971 г. фирмы выполнили заказ, а специальная комиссия НАСА произвела отбор лучшего ЖРД, которым, по ее мнению, оказался двигатель фирмы «Рокетдайн» [229, с. 194; 231, с. 1], имевший внешнее регенеративное охлаждение.

Этот двигатель в настоящее время достаточно широко известен, поэтому остановимся более подробно только на методах его охлаждения. 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 теплопередачи, минимальных гидравлических потерь и массы двигателя.

При большой длине камеры толщина пограничного слоя продуктов сгорания в районе критического сечения сопла оказывается больше, а, следовательно, удельный тепловой поток, поступающий в стенку, в этом случае будет меньше. Кроме того, с увеличением ее длины уменьшается степень влияния эффектов впрыска и горения топлива на тепловой поток в сопле (рис. 40). С другой стороны, при большей длине камеры (при прочих равных условиях) оказываются больше гидравлические потери в охлаждающем тракте.

Рис. 40. Зависимость плотности теплового потока в критическом сечении сопла и эффекта впрыска и горения топлива от длины камеры сгорания
1 — наибольшее значение теплового потока; 2 — наименьшее значение теплового потока

Рис. 41. Влияние степени уширения и длины камеры на потери давления в охлаждающем тракте
1 — 350 мм; 2 — 300; 3 — 250; 4 — 400 мм

Рис. 42. Зависимость массы двигатели от степени уширения камеры и ее длины
Длина камеры: 1 — 400мм; 2 — 250; 3 — 300; 4 — 350 мм

Большая степень уширения (> 5) приводит к уменьшению толщины пограничного слоя в районе критического сечения сопла, а значит, и к увеличению плотности теплового потока, поступающего в стенку (рис. 41).

С другой стороны, при малой степени уширения (< 2) возникали некоторые ограничения, связанные с особенностями конструкции охлаждающего тракта [1.35, 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 увеличивать массу системы подачи топлива, трубопроводов и т.д.

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 поток в стенку, возрастающий по мере уменьшения этого угла за счет увеличения площади поверхности стенки, был меньше. Выбор отношения радиусов r_c/r_* сопла производился с учетом следующих факторов. При r_c/r_* > 1 ухудшение характеристик сопла было меньше, но при этом увеличивалась площадь поверхности стенки в районе критического сечения сопла, воспринимающая тепловой поток наиболее значительной плотности. При r_c/r_* < 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 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 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 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 сечения вверх по соплу [135, с. 6].

Выбранное направление протекания хладагента имело еще одно преимущество по сравнению с его движением от головки к соплу, состоявшее в том, что температура водорода в района критического сечения сопла, где имеют место максимальные массовая скорость и перепад давления хладагента (на единицу длины), оказывалась в этом случае существенно ниже (200°С по сравнению с 320°С), так что, во-первых, 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, обладавший и высокой теплопроводностью, что было необходимо в связи с требованиями по теплопередаче, и высокими усталостными характеристиками. Такой материал был создан в результате совместных работ специалистов фирмы «Рокетдайн» и английской «Ассоциации развития металлургической промышленности». Он представлял собой медный сплав системы Cu—Ag—Zr, получивший название «Нарлой».

Отличительной особенностью этого двигателя было то, что стенки его камеры сгорания не имели пленочного охлаждения [135]. Другими словами, на нем не было ярко выраженного пристеночного «холодного» слоя топлива: по всему поперечному сечению камеры создавалось одно и то же 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 проектированию конструкции охлаждающего тракта. Если до этого в США традиционно использовались камеры трубчатой конструкции, то на указанном двигателе начали применяться камеры с фрезерованными каналами. Причина этого перехода состояла в том, что при одинаковой массовой скорости и прочих равных условиях температура хладагента в трубках была выше, чем в каналах. Это объяснялось тем, что внутренняя, огневая 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 тепловоспринимающая площадь оказывалась большой.

У фрезерованных каналов есть еще одно преимущество перед трубками, состоящее в том, что при их использовании появляется возможность 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 условия теплопередачи. Однако на двигателе для космического самолета 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 поверхность этих каналов оставлялась шероховатой после механической обработки, что позволяло получить некоторый выигрыш в теплоотдаче к хладагенту.

Создание камеры сгорания наталкивалось на технологические трудности, связанные, в частности, с малой шириной каналов и небольшой толщиной огневой стенки, составлявшей, по данным работы [146], всего 0,71 мм. Для решения этой проблемы американские специалисты 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 операций [146].

После нарезки ребер охлаждающий тракт заполнялся технологической восковой пастой, и затем с помощью гальванического метода создавалась внешняя стенка двигателя [146].

Первые огневые испытания экспериментальной камеры фирмы «Рокетдайн» состоялись в 1971 г. По данным работы [128], при этом была достигнута тяга 230 тс (2260 кН) при давлении 221,5 кгс/см² (22,6 МПа) и удельном импульсе в вакууме 465,9 с (4570 м/с). Высокая экономичность 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 в США на долгие годы, только в апреле 1982 г. такой ЖРД совершил первый космический полет.

Наряду с водородно-кислородными двигателями в 60-е г. в США проводилась, разумеется, и разработка ЖРД на других видах топлива.

В 1959 г. был подписан контракт на создание самого большого в США ЖРД F-1, огневые испытания которого начались летом 1961 г. [98, с. 79; 157, с. 117]. Двигатель развивал на Земле тягу 690 тс (6770 кН) при давлении в камере 70 кгс/см² (7,15 МПа) и работал на керосине и жидком кислороде [99; 162]. Его охлаждение отличалось от метода охлаждения, применявшегося на предшествующих американских ЖРД тем, что закритическая часть сопла, начиная с участка, где степень расширения равнялась 10, была изготовлена из никелевого сплава и охлаждалась внутренним пристеночным слоем газа, отработавшим в ТНА [124, с. 53]. Такая схема давала возможность несколько уменьшить гидравлические потери в 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 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 «Аджена» 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) 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 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 (115 кН), предназначавшийся для ракетной ступени «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 топлива, например фтор или его механические смеси с кислородом, моноокись фтора в сочетании с горючими: аммиак, гидразин, диборан, метан и пр.

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 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 предприняты попытки перевести ЖРД RL-10 на топливо, представляющее собой фторкислородную смесь и метан [112]. Кроме того, был спроектирован экспериментальный двигатель «5к», имевший тягу 2,5 тс (24,5 кН) и работавший на фторном топливе [204], проводились соответствующие исследования на модельных ЖРД [170].

С ростом давления в камерах выигрыш в удельном импульсе и 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 двигателей с кольцевыми камерами сгорания и соплом с центральным телом. Эти ЖРД должны были развивать тягу от 18 (177 кН) до 113 тс (1110 кН), 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 (1130 кН) при давлении в камере 105 кгс/см² (10,8 МПа) [177], предназначенный для космического самолета. В 1970 г. предложение фирмы об использовании 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 (1110 кН) при давлении в камере 70 кгс/см² (7,1 МПа). Его камера сгорания состояла из 24 секций. Внешние ее оболочки были изготовлены из титана, внутренняя, огневая стенка — из сплава «Нарлой-А». Для образования охлаждающих каналов использовалась промежуточная оболочка, изготовленная из нового сплава Рене. Охлаждение каждой секции производилось водородом, который совершал двуходовое петлевое движение по каналам наружной стенки, проходил вдоль 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%) передавалась от водорода к кислороду. После турбины водород поступал в камеру сгорания [180]. Основное преимущество подобных двигателей по сравнению с обычными состоит в том, что они оказываются существенно короче их, а это приводит к уменьшению габаритов ракеты и, как следствие этого, к заметному выигрышу в ее массе. Кроме того, применение сопел внешнего расширения позволяет увеличить удельный импульс камер без 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 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 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 решающим фактором в развитии методов охлаждения ракетных двигателей, обусловившим появление ряда новых (или реализацию на более высоком научно-техническом уровне некоторых старых, применявшихся в 30-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 пористых материалов позволило вплотную подойти к решению задачи использования транспирационного охлаждения; новые конструкционные 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 двигателестроении 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 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 существенно повышать удельный импульс за счет повышения давления продуктов сгорания; в США такие ЖРД создавались без использования регенеративного охлаждения, при низких давлениях в камерах, но при больших степенях расширения сопла, что позволяло компенсировать в некоторой 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 внимание уделяли созданию двигателей на высококипящем топливе, работающих по схеме с дожиганием. Такие двигатели в СССР были созданы существенно раньше, чем в США. Американские специалисты сосредоточили свои усилия на разработке водородно-кислородных ЖРД различного класса и лишь в конце 70-х — начале 80-х гг. создали двигатель, работающий по схеме с дожиганием.

Далее…

r_c — радиус сопряжения докритической и закритической частей сопла, r_* — радиус критического сечения сопла.