ЭВОЛЮЦИЯ СИСТЕМЫ ПОДАЧИ В ЖРД

© В.Ф.Рахманин
© Государственный музей истории космонавтики им. К.Э. Циолковского, г. Калуга
Секция "Исследование научного творчества К.Э. Циолковского"
2010 г.

Двигательные установки жидкостных ракет имеют три основные системы: топливные баки, система подачи и камера сгорания с соплом. Система подачи топлива имеет две разновидности: вытеснительную и на-сосную. Вытеснительная система наиболее проста в техническом исполне-нии и широко применялась на первом практическом этапе развития ракет-ной техники. Однако эта система имеет принципиальный недостаток – с увеличением размеров баков и ростом давления в камере сгорания толщи-на стенок баков и, следовательно, их масса вырастают до неприемлемых для летательных аппаратов величин. Этот недостаток был отмечен уже в первых трудах пионеров-теоретиков ракетной техники. Для облегчения баков они предлагали подавать топливо в камеру сгорания насосами. Так, в 1914 г. в работе «Исследование мировых пространств реактивными при-борами» К.Э. Циолковский предложил подавать топливо с использованием эжектора «подобно пароструйному насосу». Позднее в работах 1924 г. и 1926 г. он предлагал применять поршневые насосы, «приводимые в дейст-вие бензиномотором».

Ю.В. Кондратюк в работе «Тем, кто будет читать, чтобы строить», написанной в 1919-1920 гг., указывал, что «жидкость из сосудов будет по-ступать в насосы. <…> Насосы приводятся в действие двигателем (внут-реннего сгорания или лучше турбина), работающем на газе из основных компонентов топлива». Это был первый намек на создание газогенератора, работающего на ракетном топливе.

Г. Оберт в книге «Die Rakete zu den Planetenräumen» [Ракета в меж-планетные пространства], изданной в 1923 г., указывал на целесообраз-ность применения насосов, но считал, что поршневые насосы неприемле-мы.

Р. Годдард, известный более своей практической деятельностью, чем теоретическими трудами, в одном из отчетов о ракетных разработках попечительскому совету Кларкского университета (1923 г.) указал на це-лесообразность применения насосов, при этом рекомендовал провести ис-следования эффективности поршневых, шестеренчатых, лопастных и ро-тационных насосов. Впервые ЖРД с насосной подачей топлива работал в 1926 г. на стенде с приводом насосов от электродвигателя. За неимением привода насосов, пригодного для установки на летающую ракету, Годдард в своих опытных работах использовал вытеснительную систему подачи топлива.

В 1934 г. Годдарду удалось изготовить демонстрационную ракету, двигатель которой имел центробежные топливные насосы и газовую тур-бину Лаваля, работающую от баллона со сжатым воздухом.

Первые отечественные жидкостные ракеты, разрабатывавшиеся ГДЛ, ГИРД, РНИИ и КБ-7, имели вытеснительную систему подачи топли-ва. Одновременно велись поиски создания насосной подачи.

В 1933 г. В.П. Глушко приступил к разработке опытного образца турбонасосного агрегата, названного «Газ-турбонасос». Этот агрегат со-стоял из двух центробежных насосов и турбины Лаваля мощностью 35 л. с., обороты турбины составляли 25000-30000 об/мин.

В 1935-1937 гг. В.П. Глушко разработал первые отечественные па-рогазогенераторы ГГ-1 и ГГ-2. Процесс газогенерации протекал в двух, соединенных газоводом, камерах: в первой создавались высокотемпера-турные продукты сгорания азотной кислоты и керосина, во второй посту-пивший газ разбавлялся до требуемого уровня температур балластировкой водой. Газогенератор ГГ-1 разрабатывался целевым назначением для пи-тания рабочим телом – парогазом – турбинного или поршневого двигателя морской торпеды.

В 1944-1945 гг. в ОКБ–РД под руководством В.П. Глушко велась разработка трехкамерного ЖРД РД-3 – маршевого двигателя для истреби-телей-перехватчиков. РД-3 был оснащен турбонасосным агрегатом (ТНА), турбина которого имела привод от газогенератора, состоящего из камеры зажигания, камеры сгорания и камеры балластировки водой продуктов сгорания азотной кислоты и керосина. Разработка двигателя не была за-вершена.

В этот же период Л.С. Душкин разработал самолетный ЖРД, в ко-тором также использовалась идея балластировки продуктов сгорания ос-новного топлива, в качестве балластировочной жидкости применялся ан-тифриз.

Из изложенного следует, что одной из главных технических задач для перехода ракетной техники на более высокий энергетический уровень являлось создание привода турбины, приемлемого для использования на летающей ракете. Эту задачу успешно решили в первой половине 1940-х годов немецкие конструкторы под руководством Вернера фон Брауна, применившие для получения рабочего тела турбины реактор для катали-тического разложения перекиси водорода. Продукты ее разложения имеют температуру 500-550° С, приемлемую для стальных лопаток ротора турби-ны. Создание такого реактора (газогенератора) открыло возможность не-мецким конструкторам разработать первую в мире ракету дальнего дейст-вия с полетной нагрузкой массой до 1 т.

Подлинный прорыв в разработке газогенераторов для привода ТНА произошел в конце 1940-х – начале 1950-х годов, когда термодинамики установили возможность обеспечения устойчивого и стабильного горения ракетного топлива при соотношениях компонентов топлива, существенно отличающихся от стехиометрического.

Дальнейшие работы велись только в области создания различных конструкций газогенераторов.