О двигателях космических ракет "Космос" и "Протон"

Осваивая все более эффективные ракетные топлива, конструкторы ЖРД стремились одновременно и к тому, чтобы полнее использовать содержащуюся в топливах химическую энергию, т. е. с возможно большим КПД преобразовывать эту энергию в кинетическую энергию струи двигателя.

Наибольшие успехи в повышении КПД ЖРД достигнуты в СССР. В паяно-сварных камерах конструкции ГДЛ-ОКБ, повсеместно применяющихся сейчас в отечественных ЖРД, стало возможным реализовать давления, в несколько раз большие, чем для двигателей РД-107 и РД-108. Новые образцы отечественных космических ЖРД рассчитывались на все более высокое давление в камере. Спустя 5 лет после создания первых космических двигателей появились ЖРД, работающие при давлении в камере, равном 75-80 атм. Среди них были двигатели РД-216 и РД-119. Данные о РД-216 приводились выше, а теперь уделим несколько строк двигателю РД-119.

ЖРД РД-119

РД-119 (рисунок) с 1962 г. применяется на второй ступени одной из ракет серии "Космос". Этот ЖРД работает на топливной паре кислород - несимметричный диметилгидразин и развивает тягу около 11 т. По удельному импульсу (3450 м/с) РД-119 уступает лишь кислородно-водородным ЖРД. Высокий удельный импульс двигателя получен благодаря эффективному топливу, высокому давлению в камере (80 атм), совершенному смесеобразованию топлива перед его сжиганием и большой степени расширения газа в камере (до давления ~ 0,06 атм).

ЖРД РД-119 является однокамерным с насосной подачей топлива. Газ для привода турбины вырабатывается за счет термического разложения горючего в газогенераторе; температура, необходимая для начала разложения, обеспечивается сгоранием порохового заряда, размещенного в газогенераторе (этот заряд используется также для начальной раскрутки турбрнасосного агрегата). Отработанный газ турбины истекает через неподвижные рулевые сопла, снабженные газораспределителями, обеспечивая управление направлением полета ракетной ступени и ее положением. Скорость вращения турбины и топливных насосов составляет 21000 об/мин. В конструкция ЖРД широко используются титановые и алюминиевые сплавы; благодаря этому РД-119 по удельному весу (15,6 кг/т) относится к лучшим космическим ЖРД с тягой в несколько тонн.

Давление в камерах РД-119, РД-216 близко к предельному для ЖРД в котором отработанный газ турбины сбрасывается в выхлопные патрубки или в сопло камеры. Дело в том, что конструкционная прочность турбины, вращающей топливные насосы, ограничивает температуру газа в газогенераторе величиной около 800°С. Во всех ранее упомянутых двигателях после прохождения газа через турбину его температура, как и давление, существенно снижаются Рис. 11. ЖРД РД-119 (например, в ЖРД РД-216 температура равна 600°С при давлении 1,25 атм).

Как мы уже знаем, газ с такими низкими параметрами не может обеспечить получение высокого удельного импульса. Таким образом, хотя та часть топлива ЖРД, которая расходуется на привод турбонасосного агрегата, и создает тягу, однако удельный импульс ЖРД оказывается ниже того, который был бы получен при сжигании всего топлива в камере сгорания. Для двигателя РД-216, например, удельный импульс на 1-1,5% ниже удельного импульса камеры.

С увеличением давления в камере приходится увеличивать напор топливных насосов, а следовательно, их мощность. Для этого, в свою очередь, приходится увеличивать расход газа, вращающего турбину. Таким образом, по мере увеличения давления в камере доля топлива ЖРД, расходуемая через газогенератор, возрастает, что приводит для ЖРД описанной схемы к замедлению роста удельного импульса, а затем и к уменьшению этого параметра.

Схема ЖРД с дожиганием: 1 - первая ступень насоса горючего; 2 - вторая ступень насоса горючего: 3 - насос окислителя; 4 - турбина; 5 - газогенератор; 6 - камера; 7 - горючее; 8 - окислитель

Существенное увеличение давления в камерах ЖРД, созданных после двигателей РД-216 и РД-119, было достигнуто благодаря разработке схемы ЖРД с дожиганием (рисунок). В этих ЖРД в газогенератор поступает большая часть всего расходуемого топлива. Давление газа в газогенераторе примерно вдвое больше, чем давление газа в камере сгорания. Отработанный газ турбины поступает в смесительную головку камеры для дожигания с остальной частью топлива при давлении в 15.0 атм и более.

Указанные двигатели, характеризующиеся высокими значениями удельного импульса и КПД, получили с середины 60-х годов широкое применение в отечественной ракетной технике. В частности, они используются с 1965 г. на всех ступенях космической ракеты "Протон". На первой ступени этой ракеты установлено несколько ЖРД РД-253 конструкции ГДЛ-ОКБ, значительно превосходящих по тяге двигатели РД-107 и РД-108, Некоторые сведения о ЖРД РД-253 приводятся ниже.

РД-253 - однокамерный двигатель, работающий на калорийном высококипящем самовоспламеняющемся топливе. После насосов основная часть топлива (около 75%) поступает в газогенератор, приваренный к корпусу турбины, а оставшаяся часть направляется в тракт регенеративного охлаждения камеры. Газ после турбины поступает по газоводу в камеру сгорания, где сжигается с жидким компонентом, прошедшим тракт охлаждения камеры.

Величина давления в камере сгорания РД-253 примерно в 3 раза дольше соответствующей величины для РД-108. Для надежного охлаждения камеры ее огневая стенка защищена жаропрочным керамическим покрытием и газожидкостной пленкой, образующейся благодаря подаче компонента топлива из охлаждающего тракта на стенку через отверстия в ней. Суммарная мощность турбонасосных агрегатов всех ЖРД РД-253, входящих в двигательную установку, превышает 150000 л. с.; в одном килограмме веса турбонасосного агрегата сосредоточена мощность в 100 л. с. (этот агрегат работает со скоростью 14000 об/мин). Максимальное давление топлива в магистралях ЖРД достигает 400 атм. Конструктивная надежность двигателя при столь высоком давлении обеспечивается широким применением сварки для соединения узлов и агрегатов.

Включение ЖРД осуществляется "самотеком" топлива (аналогично ЖРД F-1) без использования специальных пусковых устройств. Применение самовоспламеняющегося топлива исключает необходимость в системе зажигания. Включение и выключение ЖРД обеспечиваются девятью пироклапанами простой конструкции. С целью управления в полете ЖРД по тяге и соотношению расходов компонентов топлива в его магистралях установлены регулятор и дроссель, работающие от электроприводов. В двигателе предусмотрены агрегаты наддува, представляющие собой небольшие газогенераторы, в которых вырабатываются газы для наддува топливных баков ракеты. Узлы крепления двигателя к ракете обеспечивают возможность поворота его в плоскости, параллельной продольной оси с целью управления направлением полета ракеты и ее положением. По высоте двигатель совпадает с РД-107, но имеет существенно меньшие габариты в горизонтальном измерении. Удельный вес двигателя РД-253 составляет 7,7 кг/т.

Создание ЖРД для космической ракеты "Протон" явилось крупным достижением ракетно-космической техники. С применением этой ракеты связаны такие выдающиеся события, как вывод на околоземные орбиты научных автоматических станций "Протон" массой до 17 т, а также запуск возвращаемых автоматических станций "Зонд" для облета Луны, доставка на Луну луноходов, запуск АМС, взявших пробы лунного грунта, совершивших посадку на Марс и ставших спутниками этих небесных тел.