Подача топлива может быть выполнена в ней только специальными насосами.
Подобно газовым рулям в струе истекающих газов, топливный насос для ракет теоретически не был новинкой. Потребность в насосах возникла еще давно. Так, Годдард заявлял о его необходимости в одном из своих первых патентов; постоянно обращался к проблеме топливных насосов и Оберт, но построить такой насос казалось почти невозможным – ведь он должен был выполнять сразу множество функций: подавать компоненты топлива, одним из которых являлся сжиженный газ, под давлением порядка 21 атмосферы и перекачивать более 190 литров топлива в секунду. Кроме того, он должен был быть достаточно простым по конструкции и очень легким, а в довершение всего насос должен был запускаться на полную мощность в течение очень короткого (6 секунд) промежутка времени. Единственным облегчением было то, что насосная система должна была работать не многим более 1 минуты.
Когда фон Браун излагал эти требования персоналу завода, выпускающего насосы, он невольно ожидал возражений, что подобные требования невыполнимы. Вместо этого все слушали молча, поскольку оказалось, что требуемая конструкция напоминает один из видов пожарного насоса. Существующие образцы центробежных пожарных насосов и были положены в основу при проектировании ракетных топливных насосов.
Но, разумеется, любой насос нуждается в источнике энергии, то есть он должен чем-то приводиться в движение. Для этого были использованы концентрированная перекись водорода и раствор перманганата, соединяя которые можно было быстро получить определенное количество парогаза постоянной температуры. Агрегат турбонасоса, парогазогенератор для турбины и два небольших бака для перекиси водорода и перманганата калия помещались в одном отсеке с двигательной установкой.
Отработанный парогаз, пройдя через турбину, все еще оставался горячим и мог совершить дополнительную работу. Поэтому его направляли в теплообменник, где он нагревал некоторое количество жидкого кислорода. Поступая обратно в бак, этот кислород создавал там небольшой наддув, что несколько облегчало работу турбонасосного агрегата и одновременно предупреждало сплющивание стенок бака, когда он становился пустым. Эту же работу в линии подачи топлива выполнял сжатый азот.
Из турбонасосного агрегата оба жидких компонента топлива подавались под давлением в двигатель. Кислород поступал непосредственно к 18 форсункам, расположенным в головке двигателя. Спирт, прежде чем попасть к форсункам, проходил через рубашку охлаждения двигателя.
Самой трудной проблемой в разработке ракетного двигателя было создание критической части реактивного сопла. Если ракетный двигатель прогорал, это почти неизменно происходило в критической части сопла. Станция «Пенемюнде – Восток» также не раз сталкивалась с этой трудностью, однако выход из этого положения оказался удивительно простым. Все заключалось в создании слоя относительно холодных паров спирта между раскаленной струей истекающих газов и стенкой сопла путем впрыска спирта через специальные отверстия в критической части. Этот метод называется пленочным охлаждением.
Двигатель ракеты А-4 имел четыре ряда таких отверстий в стенке сопла; первый ряд располагался несколько выше критического сечения, а остальные – ниже. Загоранию охлаждающей спиртовой пленки препятствовало отсутствие кислорода в данном месте. Спиртовая пленка загоралась только тогда, когда выходила из сопла на открытый воздух. Поэтому факел двигателя ракеты А-4 имел длину около 15 метров. Если бы двигатель мог работать без пленочного охлаждения, длина его факела составила бы, вероятно, всего лишь 6 метров и даже меньше.
Для пуска ракета А-4 устанавливалась на стартовом столе, представлявшем собой массивное стальное кольцо, укрепленное на четырех стойках. Кольцо должно было иметь строго горизонтальное положение, чтобы ракета стояла на столе в вертикальном положении. Ниже стального кольца по оси ракеты находился дефлектор (отражатель) реактивной струи, который представлял собой пирамиду из листовой стали, разбивавшей газовую струю ракетного двигателя в момент старта. Для повышения живучести дефлектора его наполняли водой, поглощавшей часть тепла.
Заправка ракеты производилась после ее установки на стартовом столе. Все это время электрооборудование ракеты работало от внешнего источника питания, ток от которого подавался по кабелю к разрывному штеккеру, удерживаемому в специальном гнезде на корпусе ракеты с помощью электромагнита. Штеккер с кабелем отсоединялся от ракеты в момент старта. Воспламенение в ракетном двигателе осуществлялось с помощью простого пиротехнического устройства, вращающегося в горизонтальной плоскости внутри камеры сгорания. Из-за крестообразной формы оно было названо «воспламенительным крестом». Когда двигатель начинал работать, этот «крест» сжигался струей истекающих газов.
Запуск ракеты А-4 осуществлялся в три этапа. Сначала воспламенялось пиротехническое устройство; когда оно сгорало, открывались клапаны. Спирт и кислород первое время попадали в камеру сгорания только под действием силы тяжести, поскольку баки помещались над двигателем. Немцы называли этот этап «малой» или «предварительной» ступенью пуска.
На «предварительной» ступени двигатель работал с типичным оглушающим шумом, похожим на шум водопада; пламя, разбиваемое пирамидальным дефлектором, разбрасывалось во все стороны на много метров. Тяга составляла около 7 тонн, и этого, конечно, было недостаточно, чтобы поднять ракету, весящую почти в два раза больше. Но целью «предварительной» ступени являлся не действительный пуск ракеты, а показ того, что двигатель работает нормально.
Если двигатель работал без перебоев, тут же включался парогазогенератор и начинал работать турбонасосный агрегат, создававший необходимое давление для подачи компонентов топлива в камеру сгорания. Чтобы поднять это давление до уровня, обеспечивающего переход к «главной ступени пуска», требовалось около трех секунд. В это время резко увеличивалось пламя, вырывающееся из сопла двигателя, нарастал шум, а тяга поднималась с 7 до 27 тонн, заставляя ракету оторваться от земли.
Вначале подъем ракеты был медленным; в течение первой секунды она проходила расстояние меньше собственной длины. В конце каждой последующей секунды ракета двигалась на 10,7 метра в секунду быстрее, чем в конце предыдущей.
Поскольку ракета каждую секунду теряла за счет расхода топлива 127 килограммов своего веса, ее ускорение прогрессивно возрастало, чему немало способствовало и увеличение скорости истечения продуктов сгорания, обусловленное падением атмосферного давления с высотой. На высоте более 16 километров один только этот фактор обеспечивал дополнительную тягу порядка 4,5 грамма. Когда топливные баки были почти пусты, скорость повышалась с каждой секундой почти на 46 метров в секунду.
Самым критическим периодом считались первые секунды полета, когда скорость была еще небольшой и ракета оказывалась весьма неустойчивой. В это время задачу балансировки ракеты выполняли газовые рули. Затем, когда скорость ракеты возрастала, аэродинамические стабилизаторы помогали газовым рулям, но дальше ракета поднималась на такие высоты, где окружающий воздух был слишком разреженным, и поэтому задача стабилизации ракеты опять ложилась на газовые рули.
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52 53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100 101 102 103 104 105 106 107 108 109 110 111 112 113 114 115 116 117 118 119 120 121 122 123 124 125 126 127 128 129 130 131 132 133 134 135 136 137 138 139
Подобно газовым рулям в струе истекающих газов, топливный насос для ракет теоретически не был новинкой. Потребность в насосах возникла еще давно. Так, Годдард заявлял о его необходимости в одном из своих первых патентов; постоянно обращался к проблеме топливных насосов и Оберт, но построить такой насос казалось почти невозможным – ведь он должен был выполнять сразу множество функций: подавать компоненты топлива, одним из которых являлся сжиженный газ, под давлением порядка 21 атмосферы и перекачивать более 190 литров топлива в секунду. Кроме того, он должен был быть достаточно простым по конструкции и очень легким, а в довершение всего насос должен был запускаться на полную мощность в течение очень короткого (6 секунд) промежутка времени. Единственным облегчением было то, что насосная система должна была работать не многим более 1 минуты.
Когда фон Браун излагал эти требования персоналу завода, выпускающего насосы, он невольно ожидал возражений, что подобные требования невыполнимы. Вместо этого все слушали молча, поскольку оказалось, что требуемая конструкция напоминает один из видов пожарного насоса. Существующие образцы центробежных пожарных насосов и были положены в основу при проектировании ракетных топливных насосов.
Но, разумеется, любой насос нуждается в источнике энергии, то есть он должен чем-то приводиться в движение. Для этого были использованы концентрированная перекись водорода и раствор перманганата, соединяя которые можно было быстро получить определенное количество парогаза постоянной температуры. Агрегат турбонасоса, парогазогенератор для турбины и два небольших бака для перекиси водорода и перманганата калия помещались в одном отсеке с двигательной установкой.
Отработанный парогаз, пройдя через турбину, все еще оставался горячим и мог совершить дополнительную работу. Поэтому его направляли в теплообменник, где он нагревал некоторое количество жидкого кислорода. Поступая обратно в бак, этот кислород создавал там небольшой наддув, что несколько облегчало работу турбонасосного агрегата и одновременно предупреждало сплющивание стенок бака, когда он становился пустым. Эту же работу в линии подачи топлива выполнял сжатый азот.
Из турбонасосного агрегата оба жидких компонента топлива подавались под давлением в двигатель. Кислород поступал непосредственно к 18 форсункам, расположенным в головке двигателя. Спирт, прежде чем попасть к форсункам, проходил через рубашку охлаждения двигателя.
Самой трудной проблемой в разработке ракетного двигателя было создание критической части реактивного сопла. Если ракетный двигатель прогорал, это почти неизменно происходило в критической части сопла. Станция «Пенемюнде – Восток» также не раз сталкивалась с этой трудностью, однако выход из этого положения оказался удивительно простым. Все заключалось в создании слоя относительно холодных паров спирта между раскаленной струей истекающих газов и стенкой сопла путем впрыска спирта через специальные отверстия в критической части. Этот метод называется пленочным охлаждением.
Двигатель ракеты А-4 имел четыре ряда таких отверстий в стенке сопла; первый ряд располагался несколько выше критического сечения, а остальные – ниже. Загоранию охлаждающей спиртовой пленки препятствовало отсутствие кислорода в данном месте. Спиртовая пленка загоралась только тогда, когда выходила из сопла на открытый воздух. Поэтому факел двигателя ракеты А-4 имел длину около 15 метров. Если бы двигатель мог работать без пленочного охлаждения, длина его факела составила бы, вероятно, всего лишь 6 метров и даже меньше.
Для пуска ракета А-4 устанавливалась на стартовом столе, представлявшем собой массивное стальное кольцо, укрепленное на четырех стойках. Кольцо должно было иметь строго горизонтальное положение, чтобы ракета стояла на столе в вертикальном положении. Ниже стального кольца по оси ракеты находился дефлектор (отражатель) реактивной струи, который представлял собой пирамиду из листовой стали, разбивавшей газовую струю ракетного двигателя в момент старта. Для повышения живучести дефлектора его наполняли водой, поглощавшей часть тепла.
Заправка ракеты производилась после ее установки на стартовом столе. Все это время электрооборудование ракеты работало от внешнего источника питания, ток от которого подавался по кабелю к разрывному штеккеру, удерживаемому в специальном гнезде на корпусе ракеты с помощью электромагнита. Штеккер с кабелем отсоединялся от ракеты в момент старта. Воспламенение в ракетном двигателе осуществлялось с помощью простого пиротехнического устройства, вращающегося в горизонтальной плоскости внутри камеры сгорания. Из-за крестообразной формы оно было названо «воспламенительным крестом». Когда двигатель начинал работать, этот «крест» сжигался струей истекающих газов.
Запуск ракеты А-4 осуществлялся в три этапа. Сначала воспламенялось пиротехническое устройство; когда оно сгорало, открывались клапаны. Спирт и кислород первое время попадали в камеру сгорания только под действием силы тяжести, поскольку баки помещались над двигателем. Немцы называли этот этап «малой» или «предварительной» ступенью пуска.
На «предварительной» ступени двигатель работал с типичным оглушающим шумом, похожим на шум водопада; пламя, разбиваемое пирамидальным дефлектором, разбрасывалось во все стороны на много метров. Тяга составляла около 7 тонн, и этого, конечно, было недостаточно, чтобы поднять ракету, весящую почти в два раза больше. Но целью «предварительной» ступени являлся не действительный пуск ракеты, а показ того, что двигатель работает нормально.
Если двигатель работал без перебоев, тут же включался парогазогенератор и начинал работать турбонасосный агрегат, создававший необходимое давление для подачи компонентов топлива в камеру сгорания. Чтобы поднять это давление до уровня, обеспечивающего переход к «главной ступени пуска», требовалось около трех секунд. В это время резко увеличивалось пламя, вырывающееся из сопла двигателя, нарастал шум, а тяга поднималась с 7 до 27 тонн, заставляя ракету оторваться от земли.
Вначале подъем ракеты был медленным; в течение первой секунды она проходила расстояние меньше собственной длины. В конце каждой последующей секунды ракета двигалась на 10,7 метра в секунду быстрее, чем в конце предыдущей.
Поскольку ракета каждую секунду теряла за счет расхода топлива 127 килограммов своего веса, ее ускорение прогрессивно возрастало, чему немало способствовало и увеличение скорости истечения продуктов сгорания, обусловленное падением атмосферного давления с высотой. На высоте более 16 километров один только этот фактор обеспечивал дополнительную тягу порядка 4,5 грамма. Когда топливные баки были почти пусты, скорость повышалась с каждой секундой почти на 46 метров в секунду.
Самым критическим периодом считались первые секунды полета, когда скорость была еще небольшой и ракета оказывалась весьма неустойчивой. В это время задачу балансировки ракеты выполняли газовые рули. Затем, когда скорость ракеты возрастала, аэродинамические стабилизаторы помогали газовым рулям, но дальше ракета поднималась на такие высоты, где окружающий воздух был слишком разреженным, и поэтому задача стабилизации ракеты опять ложилась на газовые рули.
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52 53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100 101 102 103 104 105 106 107 108 109 110 111 112 113 114 115 116 117 118 119 120 121 122 123 124 125 126 127 128 129 130 131 132 133 134 135 136 137 138 139