Источник: главы из книги В.И. Сидоренко «Введение в авиационную, ракетную и космическую технику»

Человечеству давно был известен принцип реактивного движения. Пороховые ракеты были изобретены в Китае тысячи лет назад.

При Петре I в России было создано специальное «ракетное заведение», а в XIX веке в российской армии даже были созданы ракетные части.

Известна роль реактивных минометов «Катюша» в Великой Отече­ственной войне (ВОВ) 1941-1945 годов против фашистской Германии.

Очень наглядно принцип реактивного движения показан в кино­фильме «Циолковский». Это эпизод, когда, катаясь со своим другом по пруду на лодке, Константин Эдуардович, объясняя ему, что такое реактивная сила, встал в лодке и бросил весло назад. Лодка стала дви­гаться в противоположную сторону. А когда он бросил и второе весло, то лодка поплыла еще быстрее.

Вот и у ракетного двигателя тягу образует сопло, которое, выбрасывая мощную струю горячих газов назад, создает реактивную силу, толкаю­щую ракету вперед.

На рис. 2.1 показана типовая прин­ципиальная схема жидкостной ракет­ной двигательной установки (ЖРДУ) с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД), имеющим насосную систему подачи топлива и не дожигающим от­работанный на турбине газ в камере сгорания.

Рис. 2.1. Принципиальная схема жидкостной ра­кетной двигательной установки (ЖРДУ)

• — камера,
• — бак окислителя,
•  — бак горючего,
•  — баллон с газом,
• — пуско-отсечной клапан,
• —редуктор давления,
•  — обратный клапан,
•  — ЖГГ,
•  — ТНА.

ЖРДУ

состоит из:

а) ЖРД, включающего в себя (см. так­же рис. 2.2.):

• камеру (1), состоящую из го­ловки, камеры сгорания (КС) и сопла, создающего тягу дви­гателя;
• турбонасосный агрегат (9) — см. также рис. 2.4, состоящий из газовой турбины и сидящих с ней на одном валу насосов окислителя и горючего (ТНА);
• жидкостный газогенератор (8), производящий газ для враще­ния турбины ТНА (ЖГГ);
• агрегаты автоматики ЖРД¹;

¹На рис. 2.1. не показаны регулятор расхода топлива, регулятор соотношения компонен­тов, электропневмоклапана, управляющие работой ЖРДУ и т.п.

• магистрали, проходящие по двигателю (компоненты топлива, сжатый азот, газ от ЖГГ и т.п.);
• пускоотсечные (5) и обратные (7) клапана, установленные на двигателе (на больших трубопроводах часто использутся так­же одноразовые пусковые срезные мембраны);

б) Баков компонентов топлива:

• бака окислителя (2);
• бака горючего (3).

в) Баллона с азотом высокого давления (4) с понижающими давление редукторами (6), предназначенными для подачи азота в подушки баков с целью обеспечения входного давления компонентов топли­ва в насосах ТНА, а также — для пусковой раскрутки турбины;

г) Магистралей, проложенных между агрегатами ЖРДУ;

д) Пускоотсечных (5) и обратных (7) клапанов.

Кстати, приблизительно по такой схеме был выполнен ракетный ускоритель РУ-013 для самолета МИГ-19С (раздел 1.3. книги)¹.

Разница: в РУ-013 камера ЖРД охлаждалась окислителем АК-27.

Запуск ЖРД производится подачей сжатого азота из баллона (4) на лопатки турбины ТНА (9). После выхода ТНА на режим компоненты топлива подаются в ЖГГ (8), где происходит их воспламенение (либо с помощью свечи, либо самовоспламенением).

ТНА начинает работать от ЖГГ, а азот отключается. Компоненты топлива под высоким давлением подаются в камеру ЖРД. Цилин­дрическая КС и сопло состоят из вдетых друг в друга «рубашек»: внутренней жаропрочной и силовой наружной, сваренных или спа­янных друг с другом с помощью «макарон» — продольных гофров. Таким образом, образуется жесткая силовая конструкция, в кото­рую по кольцевому зазору между «рубашками», начиная с коллек­тора на срезе сопла (выходное се­чение сопла), подается весь расход горючего («Г»), которое с большой скоростью, протекая по зазору, ох­лаждает снаружи жаровую «рубаш­ку» камеры ЖРД от среза сопла до головки. Из кольцевого зазора каме­ры горючее поступает в полость «Г» головки, откуда через форсунки рас­пыляется в зону горения в КС ЖРД (рис. 2.2.)^[1].

Окислитель («О») с небольшим опе­режением^[2] по отношению к горюче­му («Г») подается в полость «О» го­ловки и затем через свои форсунки также распыляется в зоне горения, где вступает в химическую реакцию горения с горючим^[3]. При этом в КС создается высокотемпературная (до 3000°С) газовая смесь, которая под большим давлением (в КС -150 атм) выбрасывается из сопла, создавая тягу ЖРД.

На рис. 2.3 показан внешний вид од­ного из четырех ЖРД РД-0120 ускори­теля второй ступени ракеты-носите­ля (PH) «Энергия» тягой 200 тонн силы.

Для ощущения его размеров достаточно сказать, что его высота более 4-х метров! На фото видна идущая по соплу снару­жи и окрашенная в красный цвет труба, подводящая компонент топлива от насо­са ТНА к коллектору в нижней части (на срезе) сопла для охлаждения внутренней (жаровой) рубашки камеры.

А на рис. 2.4 показан ТНА ЖРД РД- 0120 с корпусом (красное в разрезе), двух­ступенчатой турбиной (внизу) и насосами жидкого водорода (3 ступени выше тур­бины) и жидкого кислорода (2 ступени вверху).

Давление в камере сгорания ~150-ти атмосфер, следовательно, чтобы протол­кнуть очень большой расход горючего через кольцевой зазор между «рубашка­ми» камеры и через форсунки, давление топлива, создаваемое насосами, должно быть значительно выше — порядка 220- 250 атмосфер!

^[1]При этом периферийные форсунки горючего создают жидкую завесу на внутрен­ней стенке КС, которая в виде пленки двигается по ней вниз к соплу, постепенно испаряясь и забирая при этом тепло, чем дополнительно охлаждает изнутри жа­ровую рубашку КС и сопла.

^[2]Опережение окислителя «О» по времени необходимо для плавного запуска ЖРД. Обратный порядок подачи компонентов топлива приводит к «пушечному» (взрыв­ному) запуску, угрожающему разрушением камеры ЖРД.

^[3]Смесь несамовоспламеняющихся «О» и «Г» на больших ЖРД ускорителей 1-х сту­пеней PH поджигается специальным устройством, введенным в камеру ЖРД через сопло; самовоспламеняющиеся «О» и «Г» загораются при контакте друг с другом.