Space Exploration Technologies

Двигатели первой космической ракеты (история разработки, конструкция, параметры)

ЖРД конструкции ГДЛ-ОКБ для первой космической ракеты явились итогом обширных научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, начатых в СССР еще за 10 лет до полета первой космической ракеты. В результате этих работ были созданы и освоены новые конструкции, топлива, материалы, технологические процессы и оборудование. Основные технические решения, использованные в первых космических двигателях, были во многом проверены в ГДЛ-ОКБ в ходе предшествующей разработки нескольких типов ЖРД" доведенных до различной стадии осуществления. Первым из них был двигатель с тягой свыше 120 т, рассчитанный на применение двухкомпонентного топлива кислород-керосин. Разработка этого ЖРД в течение 1947-1951 гг. достигла стадии изготовления и испытаний различных узлов.

Первостепенным результатом всех этих работ явилось создание камеры ЖРД, способной работать при высоких температурах и давлениях. Конструкция камеры, использовавшаяся в крупных ЖРД 40-х годов, явно не отвечала этому требованию. По соображениям прочности стенки камеры приходилось делать толстыми, и камера получалась массивной, тяжелой. При форсировании рабочего процесса в камере требования прочности очень скоро вступали в неразрешимое противоречие с требованиями охлаждения.

Конструкция паяно-сварной камеры (вверху изображена смесительная головка камеры в разрезе)

Была предложена, разработана и внедрена в отечественную технику камера принципиально новой конструкции (рисунок). Корпус этой камеры, рассчитанной на регенеративное охлаждение, состоял из внутренней и наружной стенок (называемых соответственно огневой стенкой и рубашкой), соединенных между собой при помощи пайки через промежуточную гофрированную стенку (проставку) либо через выфрезерованные на огневой стенке ребра. Камера содержала смесительную головку с впаянными в нее форсунками и была разделена технологически на несколько узлов, соединяемых в заключительной фазе технологического процесса кольцевыми сварными швами.

Благодаря наличию частых связей в корпусе такой камеры ее огневая стенка может выполняться тонкой и изготавливаться из относительно непрочных, но высокотеплопроводных медных сплавов; при этом обеспечивается надежное охлаждение камеры. Рубашка, воспринимающая давление газов, изготавливалась из легированных сталей, обеспечивающих высокую прочность камеры при малом ее весе. С разработкой паяно-сварных камер появилась возможность существенного повышения экономичности ЖРД (за счет увеличения давления в камере сгорания и использования эффективных ракетных топлив) при значительном снижении удельного веса двигателя.

Изготовлению полноразмерных паяно-сварных камер предшествовали многочисленные огневые испытания небольших экспериментальных камер. В итоге была всесторонне проверена работоспособность камеры нового типа и подтверждена правильность выбора в качестве топлива кислорода с керосином. Эта топливная пара превосходила применявшуюся тогда в ЖРД топливную пару кислород - этиловый спирт как по удельному импульсу, так и по плотности, и обеспечивала наибольшую дальность полета ракет. Паяно-сварные камеры проектировались на давление, в 2-4 раза превышающее то, при котором работали кислородно-спиртовые ЖРД. Применение керосина и увеличение давления повлекли за собой увеличение температуры в камере сгорания на 800°С. Последующая разработка ЖРД показала, однако, что паяно-сварная камера работоспособна и в гораздо более напряженных условиях.

Разработка паяно-сварных камер во многом определила успех создания двигателей, обеспечивших полет первой космической ракеты, представлявшей собой двухступенчатый аппарат, состоящий из центрального блока (вторая ступень) и четырех боковых (первая ступень). В центральном блоке был установлен ЖРД РД-108, в боковых - ЖРД РД-107 (РД - сокращение названия "ракетный двигатель"). Все ЖРД включались в работу одновременно, обеспечивая стартовую тягу около 410 т. Спустя 120 с после старта боковые блоки отбрасывались (при этом высота полета составляла - 50 км, а скорость - 3200 м/с); центральный блок продолжал работать еще 180 с, разгоняя полезный груз до первой космической скорости.

Двигатели РД-107 и РД-108 близки по характеристикам, поскольку их стремились максимально унифицировать. Основные агрегаты двигателей отличаются только рабочими параметрами (для РД-107 они несколько выше). Общий вид и принципиальная схема одного из ЖРД (РД-107) представлены на рисунках.

ЖРД РД-107:
1- рулевые камеры; 2 - узел поворота рулевой камеры; 3 - трубопроводы подвода окислителя к рулевым камерам; 4 - макетные кронштейны (к конструкции ЖРД не относятся); 5 - основные камеры; 6 - рама крепления ЖРД к ракете; 7 - газогенератор; 8 - турбина; 9 - насос окислителя; 10 - насос горючего; 11- датчик давления в камере; 12 - главный клапан окислителя; 13 - трубопроводы подвода окислителя к камерам; 14 - главный клапан горючего; 15 - трубопроводы подвода горючего к камерам

Принципиальная схема ЖРД РД-107

РД-107 и РД-108 развивают тягу соответственно 102 и 96 т, которая примерно на 90% создается в каждом ЖРД четырьмя идентичными камерами, питаемыми от одного турбонасосного агрегата. В течение 1 с в камеру ЖРД РД-107 поступает 52 кг кислорода и 21 кг керосина. Кислород подается непосредственно в смесительную головку через центральный патрубок, керосин - в кольцевой коллектор, расположенный у выхода из камеры, из которого распределяется по каналам охлаждающего тракта, а затем, нагретый до 210°С, направляется в смесительную головку. Распыл топлива осуществляется через 337 форсунок, из которых одна установлена в центре а остальные расположены по десяти концентрическим окружностям. На периферии установлены керосиновые форсунки, создающие у огневой стенки камеры защитную газожидкостную пленку. В области минимального сечения камеры тепловой поток в стенку достигает максимальной величины - свыше 14 млн. ккал o (м2ч)-1. Здесь охлаждающий тракт ЖРД рассчитан на максимальную скорость охладителя - до 20 м/с, а температура огневой стенки достигает максимальной величины - 380°С. При сжигании топлива в камере сгорания образуется газ с давлением 60 атм и температурой 3250°С. После прохождения газа через сопло давление падает до 0,4 атм, а температура - до 1690°С. При этом газ разгоняется до скорости 2950 м/с, сообщая камере тягу свыше 23 т.

Турбонасосный агрегат ЖРД РД-107, РД-108: 1 - насос горючего; 2 - насос окислителя; 3 - турбина; 4 - теплообменник

Успех разработки двигателей РД-107, РД-108 во многом определило создание компактного, легкого турбонасосного агрегата, могущего работать при достаточно низком давлении топлива в баках ракеты (рисунок). Турбонасосный агрегат этих ЖРД содержит два основных и два вспомогательных насоса и вращающую их турбину, мощность которой для РД-107 составляет 5200 л. с. Насосы - центробежного типа, одноступенчатые; турбина - осевая, двухступенчатая. Основные насосы служат для питания камер топливом- Они установлены соосно с турбиной и имеют одинаковую с ней скорость вращения - 8300 об/мин 2. Насосы рассчитаны на подачу кислорода расходом 226 кг/с под давлением 80 атм и подачу керосина расходом 91 кг/с под давлением 95 атм. Бескавитационная работа насосов обеспечивается установкой перед основными рабочими колесами осевых низконапорных крыльчаток.

Вспомогательные насосы приводятся через мультипликатор. Один из насосов подает жидкий азот в испаритель, встроенный в выхлопной коллектор турбины и служащий для выработки газов, идущих на наддув топливных баков ракеты. Другой вспомогательный насос питает маловодной (82%-ной) перекисью водорода газогенератор, вырабатывающий парогаз для привода турбины.

Газогенератор ЖРД первой космической ракеты представлял собой цилиндрический бачок, в котором содержалось зернистое вещество - катализатор. При прохождении через него перекись водорода разлагалась на смесь водяного пара и газообразного кислорода с давлением 55 атм и температурой 560°С; эта смесь расходом около 9 кг/с поступала на лопатки турбины. Отработанный газ с давлением 1,5 атм и температурой 200°С выбрасывался через выхлопные патрубки со скоростью 450 м/с. При этом создавалась тяга около 700 кг.

Создание ЖРД РД-107 и РД-108 было сопряжено с решением не только чисто "двигательных" вопросов, но и проблем общего усовершенствования ракет, определивших возложение на ЖРД ряда функций, прежде им не свойственных. Одна из таких функций состояла в обеспечении полета ракеты по строго заданной траектории и в управлении положением ракеты. Для выполнения указанной функции в конструкции ЖРД были предусмотрены поворотные рулевые камеры, снабженные полыми цапфами, через которые подводилось топливо от основных насосов турбонасосного агрегата и которые обеспечивали отклонение камер на угол 45°, осуществляемое при помощи гидроприводов.

В ЖРД РД-107 - две рулевые камеры, в РД-108 - четыре. Рулевая камера по конструкции аналогична основной. Однако, работая почти при том же давлении, что и основная камера РД-107, рулевая камера развивала в 6 раз меньшую тягу. В ЖРД первой космической ракеты были предусмотрены агрегаты регулирования тяги и соотношения расходов компонентов топлива, что позволило обеспечить полет с заранее рассчитанной оптимальной скоростью и достичь полной синхронной выработки компонентов топлива из баков ракеты.

Кислородно-керосиновое топливо, применяющееся в двигателях РД-107 и РД-108, не является самовоспламеняющимся; его зажигание осуществляется при помощи пиротехнических устройств, вводимых в камеры ЖРД со стороны сопел и срабатывающих при подаче электрического тока. Управление работой этих ЖРД производится при помощи электро-, пневмо- и пироав-томатики.

С учетом всех комплектующих элементов вес ЖРД РД-107 равен 1155 кг, что соответствует удельному весу 11,3 кг/т (РД-108 тяжелее на 95 кг). Удельный импульс РД-107 и РД-108 составляет соответственно 3080 и 3090 м/с. Для сравнения укажем, что лучшие образцы кислородно-спиртовых ЖРД, предшествовавшие появлению космических двигателей, характеризовались величиной удельного веса 17 кг/т и удельным импульсом 2430 м/с.