Самые мощные однокамерные ЖРД
Вот скоро минет 50 лет со дня, когда первый человек ступил на поверхность нашего естественного спутника - Луны, а всё не утихают споры сторонников "теории заговора", высасывающих из пальца всё новые и новые аргументы в пользу версии, что космический полёт Аполлонов с высадкой человека на Луну был аферой.
Привлекаются мнения каких-то ученых (в основном - не имеющих никакого отношения к космонавтике в целом и проектированию ракет и их двигателей в частности).
ЖРД F-1 фирмы North American Rockwell, Rocketdyne (США),
использовался на 1 ступени носителя Saturn-5:
Снимаются какие-то фильмы, где всё это, умело "упакованное" с применением типичных демагогических приёмов, выдаётся на потребу ищущих сенсаций зрителей, благо уровень критического мышления подавляющего большинства из них гораздо ниже плинтуса, а общая эрудиция и познания в физике и ракетно-космической технике и того ниже.
Однажды я уже рассказывал, что в СССР тоже был свой "лунный проект", основывающийся практически на тех же принципах и технических решениях, что и американский, но "не взлетевший", описывал и причины того, отчего от него СССР отказался.
Однако сторонники фейковости американских лунных экспедиций приводят всё новые, как им кажется, аргументы, "обосновывающие" их точку зрения.
Один из них - "американцы не могли создать двигатель F-1", который стоял на 1-ё ступени "Сатурна-5", якобы потому, что "теоретическую невозможность этого" будто бы доказал известный советский конструктор ракетных двигателей В.П.Глушко.
Эту версию вытащили из "Воспоминаний ракетчика" Н.В. Лебедева (по образованию - горного инженера, строившего подземные защитные сооружения, пусковые установки и ракетные шахты), в которой он приводит услышанный им разговор Королёва с Келдышем:
<Келдыш>: «...Браун нас не только догонит, но и первым окажется на Луне».
<Королёв>: «Ну, это исключено» - Королев уставился взглядом в возвышавшийся перед ним Протон. - «Он решил создать супердвигатель на 700-800 тонн тяги на криогенных компонентах топлива. Пусть поковыряется, пока не упрется в стену. Мы уже это проходили».
<Келдыш>: «Ну а если мы ошибаемся, и он сумеет преодолеть этот порог?»
<Королёв>: «Как? Пальчиками перед носом помашет? Не смеши... »
И вот на этом-то основании сторонники фейковости американского проекта делают вывод, что сам Королёв "теоретически обосновал невозможность создания двигателя тягой свыше 700 тонн".
Хотя, если внимательно посмотреть текст тех же "воспоминаний...", становится ясным, что фраза вырвана из контекста, речь идёт о космической гонке и неверие Королёва основано на предположении, что для победы над высокочастотной неустойчивостью горения при больших размерах камеры сгорания в однокамерном двигателе требуется значительное время.
Далее, в качестве аргумента, подтверждающего версию о "невозможности", приводится мнение В.П.Глушко.
Н.Лебедев пишет:
как теоретическая, так и практическая НЕВОЗМОЖНОСТЬ создания однокамерного двигателя (F1) на криогенных компонентах топлива тягой в 700 тонн. Об этом говорил Королев (смотри выше), об этом знали все ракетчики-практики.
Откуда взялась "теоретическая" - непонятно.
Однако, у "практической" невозможности, я полагаю, "ноги растут" от мнения В.П.Глушко, в своё время начинавшего работать с криогенными компонентами (советские аналоги V-2), уткнувшегося в проблему высокочастотной неустойчивости горения и решившего уйти от неё, перейдя к высококипящим компонентам, на которых ему практически удаётся создать однокамерный РД-270 по схеме "газ"-"газ" - к слову, с тягой в 630 т.
Такого же мнения придерживается и сайт www.lpre.de
...в 1960-х гг. В.П.Глушко считал, что разработка двигателей замкнутой схемы на топливной паре кислород-керосин связано с неприемлемо длительными сроками из-за неизученности рабочего процесса и сложности обеспечения его устойчивости.
Лебедев, как работавший у Глушко, конечно же, разделяет его мнение.
Однако же в тех же "воспоминаниях..." Н.В.Лебедев пишет:
В середине 1965 академик Глушко года помог Челомею, не меняя идеи, резко упростить конструкцию, предложив для создаваемой первой ступени ракеты УР-700 двигатель РД-270 с тягой в 630 тонн.
Однако тут есть несколько довольно интересных нюансов - изначально тот же В.П. Глушко говорил о невозможности создания двигателей с тягой свыше 100 тонн, и об этом упоминает тот же Лебедев:
Долгие годы создать одиночный ЖРД тягой (даже, Н.Л.) свыше ста тонн считалось весьма проблематичным.
Однако, Фон Браун, как мы с вами знаем, проблему высокочастотной неустойчивости решить сумел, и в основе его технического решения этой проблемы лежат следующие принципы:
Максимальное увеличение числа форсунок в головке, с пропорциональной минимизацией расхода через одну форсунку. (В форсуночной головке двигателя F-1 устанавливается 2600 форсунок для кислорода и 3700 форсунок для керосина).
Специальная геометрия расположения форсунок в головке и порядок чередования форсунок горючего и окислителя.
Специальная форма канала форсунки, благодаря которой при движении по каналу жидкости сообщается вращение, и при поступлении в камеру она разбрасывается в стороны центробежной силой.
Кроме того, в конструкции форсуночной камеры F-1 применялись антипульсационные перегородки, фактически поделившие одну большую камеру на ряд более мелких по размеру:
Аналогичные решения значительно позднее применялись на отечественных двигателях 14Д22, 14Д21:
Есть ряд отличий от американского решения в относительных размерах перегородок - но ведь существенно отличались и компоненты топлива, и их фазовое состояние, и давление в камере сгорания.
Приведём основные технические характеристики американского ЖРД F-1:
Тяга на уровне моря, т
Удельный импульс на уровне моря, сек
Состав смеси (окислитель/горючее)
Степень расширения сопла
Диаметр критического сечения, м
Диаметр выходного сечения сопла, м
Давление в камере сгорания, кг 1см2
Температуры газов в камере, °С
Охлаждение камеры сгорания и сопла
Охлаждение сопловой приставки
Угол отклонения ЖРД, от оси, град
Гидропривод отклонения ЖРД
691±1,5%
263
2,27±2%
16
0,92
3,66
63-65
3000
регенеративное, горючим
пленочное, выхлопными
газами турбины
±3
работает на горючем высокого давления
Для увеличения полетной нагрузки ракеты-носителя двигатель форсируется до 715 т с последующим переходом в полете на номинальный режим на 80-й сек для снижения перегрузок.
Сравнение однокамерных ЖРД F-1 и РД-270
ЖРД первой ступени "Сатурна-5" и УР-700 или Р-56
ЖРД РД-270, планировался к использованию на первой ступени проектировававшихся в СССР носителей УР-700 или Р-56:
К сожалению, РД-270 так и не вышел на "финишную прямую":
Второй этап работ проводился после выхода постановления Правительства от 17 ноября 1967 г. о разработке эскизного проекта ракетно-космического комплекса УР-700 на базе двигателей РД-270 и проведении экспериментальных работ по двигателю для подтверждения основных технических решений эскизного проекта.
До конца 1967 было проведено еще 3 огневых испытания, которые показали, что возможен запуск двигателя без порохового стартера. Все испытания имели аварийный исход. Самым удачным был пуск двигателя № УД004, при котором удалось выйти на режим рк ~ 200 атм с продолжительностью работы на этом режиме 2 с.
Всего с 23 октября 1967 г. по 24 июля 1969 г. было проведено 27 огневых испытаний 22 доводочных двигателей. Три двигателя испытывались повторно, а один - трижды. Все испытания были кратковременные, при давлении в камере сгорания до 255 атм. При девяти испытаниях двигатель нормально выходил на основной режим и работал на этом режиме по заданной программе.
Все экспериментальные двигатели включали камеру сгорания с укороченным соплом, оба ТНА и оба ГГ. Регуляторы с целью ускорения начала стендовой отработки отсутствовали.
Испытания проводились на стенде № 2, который был специально реконструирован для доводки этого двигателя.
Доводку двигателя предполагалось в основном завершить в 1972 году. Должно было быть проведено 550 огневых испытаний на 200 двигателях, в том числе для летной сертификации (ЛКИ) планировалось испытать 45 двигателей.
P.S.
Принятые сокращения:
ЖРД - жидкостный ракетный двигатель - химический ракетный двигатель, использующий в качестве ракетного топлива жидкости, в том числе сжиженные газы.
Источники:
Привлекаются мнения каких-то ученых (в основном - не имеющих никакого отношения к космонавтике в целом и проектированию ракет и их двигателей в частности).
ЖРД F-1 фирмы North American Rockwell, Rocketdyne (США),
использовался на 1 ступени носителя Saturn-5:
Снимаются какие-то фильмы, где всё это, умело "упакованное" с применением типичных демагогических приёмов, выдаётся на потребу ищущих сенсаций зрителей, благо уровень критического мышления подавляющего большинства из них гораздо ниже плинтуса, а общая эрудиция и познания в физике и ракетно-космической технике и того ниже.
Однажды я уже рассказывал, что в СССР тоже был свой "лунный проект", основывающийся практически на тех же принципах и технических решениях, что и американский, но "не взлетевший", описывал и причины того, отчего от него СССР отказался.
Однако сторонники фейковости американских лунных экспедиций приводят всё новые, как им кажется, аргументы, "обосновывающие" их точку зрения.
Один из них - "американцы не могли создать двигатель F-1", который стоял на 1-ё ступени "Сатурна-5", якобы потому, что "теоретическую невозможность этого" будто бы доказал известный советский конструктор ракетных двигателей В.П.Глушко.
Эту версию вытащили из "Воспоминаний ракетчика" Н.В. Лебедева (по образованию - горного инженера, строившего подземные защитные сооружения, пусковые установки и ракетные шахты), в которой он приводит услышанный им разговор Королёва с Келдышем:
<Келдыш>: «...Браун нас не только догонит, но и первым окажется на Луне».
<Королёв>: «Ну, это исключено» - Королев уставился взглядом в возвышавшийся перед ним Протон. - «Он решил создать супердвигатель на 700-800 тонн тяги на криогенных компонентах топлива. Пусть поковыряется, пока не упрется в стену. Мы уже это проходили».
<Келдыш>: «Ну а если мы ошибаемся, и он сумеет преодолеть этот порог?»
<Королёв>: «Как? Пальчиками перед носом помашет? Не смеши... »
И вот на этом-то основании сторонники фейковости американского проекта делают вывод, что сам Королёв "теоретически обосновал невозможность создания двигателя тягой свыше 700 тонн".
Хотя, если внимательно посмотреть текст тех же "воспоминаний...", становится ясным, что фраза вырвана из контекста, речь идёт о космической гонке и неверие Королёва основано на предположении, что для победы над высокочастотной неустойчивостью горения при больших размерах камеры сгорания в однокамерном двигателе требуется значительное время.
Далее, в качестве аргумента, подтверждающего версию о "невозможности", приводится мнение В.П.Глушко.
Н.Лебедев пишет:
как теоретическая, так и практическая НЕВОЗМОЖНОСТЬ создания однокамерного двигателя (F1) на криогенных компонентах топлива тягой в 700 тонн. Об этом говорил Королев (смотри выше), об этом знали все ракетчики-практики.
Откуда взялась "теоретическая" - непонятно.
Однако, у "практической" невозможности, я полагаю, "ноги растут" от мнения В.П.Глушко, в своё время начинавшего работать с криогенными компонентами (советские аналоги V-2), уткнувшегося в проблему высокочастотной неустойчивости горения и решившего уйти от неё, перейдя к высококипящим компонентам, на которых ему практически удаётся создать однокамерный РД-270 по схеме "газ"-"газ" - к слову, с тягой в 630 т.
Такого же мнения придерживается и сайт www.lpre.de
...в 1960-х гг. В.П.Глушко считал, что разработка двигателей замкнутой схемы на топливной паре кислород-керосин связано с неприемлемо длительными сроками из-за неизученности рабочего процесса и сложности обеспечения его устойчивости.
Лебедев, как работавший у Глушко, конечно же, разделяет его мнение.
Однако же в тех же "воспоминаниях..." Н.В.Лебедев пишет:
В середине 1965 академик Глушко года помог Челомею, не меняя идеи, резко упростить конструкцию, предложив для создаваемой первой ступени ракеты УР-700 двигатель РД-270 с тягой в 630 тонн.
Однако тут есть несколько довольно интересных нюансов - изначально тот же В.П. Глушко говорил о невозможности создания двигателей с тягой свыше 100 тонн, и об этом упоминает тот же Лебедев:
Долгие годы создать одиночный ЖРД тягой (даже, Н.Л.) свыше ста тонн считалось весьма проблематичным.
Однако, Фон Браун, как мы с вами знаем, проблему высокочастотной неустойчивости решить сумел, и в основе его технического решения этой проблемы лежат следующие принципы:
Максимальное увеличение числа форсунок в головке, с пропорциональной минимизацией расхода через одну форсунку. (В форсуночной головке двигателя F-1 устанавливается 2600 форсунок для кислорода и 3700 форсунок для керосина).
Специальная геометрия расположения форсунок в головке и порядок чередования форсунок горючего и окислителя.
Специальная форма канала форсунки, благодаря которой при движении по каналу жидкости сообщается вращение, и при поступлении в камеру она разбрасывается в стороны центробежной силой.
Кроме того, в конструкции форсуночной камеры F-1 применялись антипульсационные перегородки, фактически поделившие одну большую камеру на ряд более мелких по размеру:
Аналогичные решения значительно позднее применялись на отечественных двигателях 14Д22, 14Д21:
Есть ряд отличий от американского решения в относительных размерах перегородок - но ведь существенно отличались и компоненты топлива, и их фазовое состояние, и давление в камере сгорания.
Приведём основные технические характеристики американского ЖРД F-1:
Тяга на уровне моря, т
Удельный импульс на уровне моря, сек
Состав смеси (окислитель/горючее)
Степень расширения сопла
Диаметр критического сечения, м
Диаметр выходного сечения сопла, м
Давление в камере сгорания, кг 1см2
Температуры газов в камере, °С
Охлаждение камеры сгорания и сопла
Охлаждение сопловой приставки
Угол отклонения ЖРД, от оси, град
Гидропривод отклонения ЖРД
691±1,5%
263
2,27±2%
16
0,92
3,66
63-65
3000
регенеративное, горючим
пленочное, выхлопными
газами турбины
±3
работает на горючем высокого давления
Для увеличения полетной нагрузки ракеты-носителя двигатель форсируется до 715 т с последующим переходом в полете на номинальный режим на 80-й сек для снижения перегрузок.
Сравнение однокамерных ЖРД F-1 и РД-270
ЖРД первой ступени "Сатурна-5" и УР-700 или Р-56
Обозначение F-1 РД-270
Предназначение Сатурн-5 УР-700/Р-56
Страна США СССР
Изготовитель Rocketdyne ОКБ-456 (сегодня НПО Энергомаш)
Руководитель Роберт Биггс Валентин Глушко
Разработка 1959-1971 гг. 1962-1969 гг.
Эксплуатация 1967-1973 гг. нет
Топливо керосин гептил (несимметричный диметилгидразин)
Окислитель жидкий кислород тетраоксид диазота
Соотношение ок/г 2,27 2,67
Камер сгорания 1 1
Схема открытая закрытая с полной газификацией компонентов
Давление в КС 7 МПа 26,1 МПа
Удельный импульс 263 сек (А9-14) 301 сек
Тяга у земли 6,77 МН (А9-14) 6,272 МН
Тяга в пустоте 7,77 МН (А9-14) 6,713 МН
Дроселирование нет ±5%
Полная масса 9115 кг 5603 кг
Сухая масса 8353 кг 4770 кг
Высота 5,79 м 4,85 м
Диаметр 3,76 м 3,30 м
ЖРД РД-270, планировался к использованию на первой ступени проектировававшихся в СССР носителей УР-700 или Р-56:
К сожалению, РД-270 так и не вышел на "финишную прямую":
Второй этап работ проводился после выхода постановления Правительства от 17 ноября 1967 г. о разработке эскизного проекта ракетно-космического комплекса УР-700 на базе двигателей РД-270 и проведении экспериментальных работ по двигателю для подтверждения основных технических решений эскизного проекта.
До конца 1967 было проведено еще 3 огневых испытания, которые показали, что возможен запуск двигателя без порохового стартера. Все испытания имели аварийный исход. Самым удачным был пуск двигателя № УД004, при котором удалось выйти на режим рк ~ 200 атм с продолжительностью работы на этом режиме 2 с.
Всего с 23 октября 1967 г. по 24 июля 1969 г. было проведено 27 огневых испытаний 22 доводочных двигателей. Три двигателя испытывались повторно, а один - трижды. Все испытания были кратковременные, при давлении в камере сгорания до 255 атм. При девяти испытаниях двигатель нормально выходил на основной режим и работал на этом режиме по заданной программе.
Все экспериментальные двигатели включали камеру сгорания с укороченным соплом, оба ТНА и оба ГГ. Регуляторы с целью ускорения начала стендовой отработки отсутствовали.
Испытания проводились на стенде № 2, который был специально реконструирован для доводки этого двигателя.
Доводку двигателя предполагалось в основном завершить в 1972 году. Должно было быть проведено 550 огневых испытаний на 200 двигателях, в том числе для летной сертификации (ЛКИ) планировалось испытать 45 двигателей.
P.S.
Принятые сокращения:
ЖРД - жидкостный ракетный двигатель - химический ракетный двигатель, использующий в качестве ракетного топлива жидкости, в том числе сжиженные газы.
Источники: