Основная масса спирта, прежде чем попасть в форсунки, по трубопроводам 7 (см. рис. 7) подается в рубашку охлаждения, образованную двойными стенками камеры и сопла. Двигаясь со значительной скоростью по этой рубашке, спирт отбирает тепло от внутренних стенок камеры и сопла и охлаждает их. Эта система охлаждения, предложенная еще Циолковским, выгодна также и потому, что тепло, отведенное от стенок, не теряется и снова возвращается в камеру. Но одного только наружного охлаждения стенок двигателя оказывается недостаточно, и для понижения температуры стенок одновременно применяется охлаждение их внутренней поверхности. Для этой цели стенки в ряде мест имеют небольшие отверстия 2, расположенные в нескольких кольцевых поясах, и через эти отверстия внутрь камеры и сопла поступает спирт (около 0,1 от общего его расхода). Холодная пленка этого спирта, текущего и испаряющегося на стенках, предохраняет их от непосредственного соприкосновения с пламенем факела и тем самым снижает температуру стенок. Несмотря на то, что температура газов, омывающих изнутри стенки, достигает 2500℃, температура внутренней поверхности стенок, как показали испытания, не превышает 1000℃.
Сжатие и подача топлива в двигателе производятся центробежными насосами 16 и 14. Для привода насосов служит парогазовая турбина 16. Турбина и два насоса, объединенные общим валом, образуют турбонасосный агрегат. Мощность турбонасосного агрегата 465 л. с., вес 160 кг.
Необходимый для работы турбины парогаз вырабатывается в парогазогенераторе путем разложения концентрированной перекиси водорода Н2О2. При разложении перекиси водорода выделяется количество тепла, достаточное для нагрева продуктов разложения до 400–500℃ (в зависимости от концентрации перекиси водорода). Надежное и быстрое разложение перекиси водорода происходит в присутствии катализатора. Таким катализатором служит концентрированный раствор перманганата калия KMnO4.
Парогазогенератор (рис. 9) включает в себя бак перекиси водорода 1 и бачок с раствором перманганата 3. Эти вещества подаются в реактор 2 путем вытеснения их из баков сжатым воздухом. Запас сжатого воздуха помещается в баллонах 8 (на рис. 7). Перед поступлением в баки парогазогенератора давление воздуха снижается в редукторе 4. В парогазогенераторе вырабатывается в секунду 2 кг парогаза, что обеспечивает необходимую мощность турбины. Вес парогазогенератора со всей необходимой арматурой составляет 148 кг.
Таким образом, ЖРД подобной стратосферной ракеты относительно прост, в особенности при сравнении его с обычными поршневыми авиационными двигателями. В силовой схеме этого ЖРД (как, впрочем, и других ЖРД) почти полностью отсутствуют движущиеся части. Правда, по сравнению с другими ЖРД этот двигатель имеет сложную систему управления и регулирования.
Как же работает такой двигатель? Чтобы ответить на этот вопрос, начнем с запуска.
Так как смесь кислорода со спиртом не является самореагирующим топливом, т. е. не может самовоспламениться, то для начала горения необходимо предусмотреть какую-либо систему зажигания. В данном типе ЖРД система зажигания состоит из электрозапального факела, с помощью которого зажигаются пиропатроны, закрепленные на плоскости вращающегося круглого столика, установленного внутри камеры сгорания так, что реактивная сила вытекающих из них газов заставляет этот столик вращаться. Благодаря этому вращению раскаленные продукты сгорания пиропатронов равномерно заполняют камеру двигателя и прогревают ее. При достижении необходимого прогрева (спустя 2–3 секунды после начала запуска) перегорает магниевая полоска, расположенная в самом недоступном для прогрева месте камеры. Это является сигналом к продолжению запуска. Посредством электропневматической системы приоткрываются на 2–3 мм главный спиртовой клапан 6 (см. рис. 7) и главный клапан окислителя 13. Спирт и кислород самотеком начинают поступать в камеру сгорания в сравнительно небольших количествах. Топливо, попадающее в двигатель, воспламеняется от горячих пороховых газов, и горение становится более интенсивным. Через 2–3 секунды достигается устойчивое горение топлива. Вслед за этим можно увеличивать подачу топлива. Для этого оператор, запускающий ракету, с помощью электропневматической системы включает в работу парогазогенератор и турбонасосный агрегат.
Пары воды и газообразного кислорода, вырабатываемые парогазогенератором, приводят во вращение колесо турбины и затем выбрасываются в атмосферу. Мощность турбины затрачивается полностью на привод обоих топливных насосов (кислородного и спиртового). Эта мощность значительна — при 4000 об/мин колеса турбины она достигает 500 л. с.
Через 1–2 секунды после начала работы турбонасосного агрегата расход топлива в камере сгорания достигает номинального значения 125 кг/сек, тяга возрастает до 25 т, и ракета взлетает. Таким образом, от момента зажигания запального факела до того, как двигатель разовьет полную тягу, проходит всего несколько секунд.
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