«ПЕПЕЛАЦЫ» ЛЕТЯТ НА ЛУНУ №12-1

К написанию этой главы я шел долго. Не один год. А пришел быстро и неожиданно, как это порой бывает. Отправной точкой для меня послужили досужие рассуждения о роли «злого гения» Валентина Петровича Глушко в тех или иных неудачах советской космонавтики. Некоторые даже дошли до того, что некое «упрямство» Глушко стало причиной провала советской пилотируемой программы посадки на Луну, или что многие его технические решения, например, запредельные давления в камерах РД-170, РД-270 - вздор и самодурство.

Слов нет, с чисто человеческой стороны Глушко был далеко не подарок, склоки и интриги сопровождали его всю жизнь. К тому же он был коренной одессит, и, как все выходцы из Южной Пальмиры, - воспринимал мир и людей своеобразно и специфически.

Но вся эта лирика не имеет ни малейшего отношения к техническим решениям Глушко, ибо зачастую его варианты были единственно возможными, прочие - либо хуже, либо не реализуемы вовсе. Наблюдая за тем, как его хают по поводу и без повода, я хотел бы выступить немного в его защиту под влиянием следующих размышлений.

Достаточно давно возник досужий разговор, который якобы уличает Глушко в конструкторской некомпетентности. Выстраивался он так.

Существенным отличием от предыдущих двигателей большой тяги стало применение цилиндрической камеры сгорания диаметром 600 мм с тонкой огневой стенкой, скрепленной с внешней силовой оболочкой посредством частых связей.

Во время проведения огневых испытаний двигателя РД-105 в 1952-53 гг. выяснилось, что при переходе на главную ступень тяги в камере развивается высокочастотная неустойчивость, в результате чего камера разрушалась. Поиски способа подавления неустойчивости удовлетворительного результата не дали.

В связи с тем, что не было оснований рассчитывать на быстрое решение задачи обеспечения высокочастотной устойчивости в мощной камере, в январе 1954 г. было принято решение об отказе от форсирования двигателей РД-105/РД-106 и начале разработки новых двигателей с цилиндрическими камерами, уровень тяги которых находился в освоенном на тот момент диапазоне. Для увеличения надежности было решено объединить в один двигатель четыре камеры с их работой от одного ТНА. Такой подход позволил также сократить длину двигателя^[1].

В итоге вышло Постановление Совета Министров СССР от 20 мая 1954 года о разработке двухступенчатой баллистической ракеты Р-7 (8К71), где ОКБ-456 определено в качестве разработчика двигателей 8Д74 (РД-107) и 8Д75 (РД-108).

Так родился знаменитый РД-107/108, который с некоторыми изменениями находится в производстве вот уже почти 60 лет!

Технические параметры камеры ЖРД РД-107^[2]

Диаметр цилиндрической части КС	430	мм
Диаметр минимального сечения сопла	165.8	мм
Степень сужения дозвуковой части сопла	6.73
Диаметр выходного сечения сопла	720	мм
Степень расширения сверзвуковой части сопла	18.86
Объем КС до критического сечения	0.085	м³
Расход горючего	20.8	кг/с
Расход окислителя	52.2	кг/с
Время прибывания продуктов в КС	5.59 x 10^-3	с
Относительная расходонапряженность	86 x 10^-6	кг/с∙м²∙па
Температура в КС	3520	K
Давление в КС	5.85	МПа
Давление в выходном сечении сопла	0.039	МПа

На фото: РД-107 в разрезе

Считается правилом хорошего тона (в некоторых кругах) всячески хаять Глушко за это его решение. Мол, что же это ваш гений не смог сварганить стотонный однокамерный движок в то время, как в США на ракетах типа «Атлас», «Титан-1» и «Тор/Дельта» с конца 50-х годов применялись кислородно-керосиновые ЖРД следующих серий: LR89 тягой ~84тс, LR87 тягой ~75тс и LR79 тягой ~77тс соответственно^[3].

Давление в камере у них у всех обычно лежало в диапазоне ≈4,0...4,2МПа (в силу причин, описанных в главе №13). За следующие десятилетия эти агрегаты удалось форсировать по давлению до ≈4,8...4,9МПа, в результате чего в конце 60-х годов был создан и вплоть до сего дня остается самый мощный однокамерный ЖРД по открытой схеме (на паре кислород-керосин) - ЖРД Н-1 (RS-27) тягой ≈104тс, который применялся под именем Н-1 на ракетах «Сатурн-1» и «Сатурн-1Б», а под именем RS-27 - на ракетах «Дельта» после 1974 года^[3].

Тут, как говорится, в пору посыпать голову пеплом. Увы и ах! Что же это Глушко так подкачал?! Может, не зря тогда оппоненты едко замечают: ваш Глушко собирался сделать двигатель тягой аж в 64 тонны (РД-105), да не смог, а вы хвост поднимаете на страшно сказать... на F-1 - главное все американских мемуаров про лунную миссию.

Теперь представим себя стариком Шерлоком Холмсом, закурим трубку и вооружимся дедуктивным методом. Что нам известно?

Глушко пытался сделать ЖРД РД-105 тягой всего 64тс и диаметром камеры сгорания 600мм. Это не вышло. Тогда он уменьшил диаметр камеры до 430мм, снизил отношение окислителя и горючего в главной камере до примерно 2,5 (вместо 2,7) - и у него все получилось.

Далее мне было любопытно вот что: допустим тогда, в начале 50-х годов Глушко не смог реализовать столь широкую камеру, но что было потом, уже в наши дни?

Как ни парадоксально будет звучать следующий тезис, но суть такова: в СССР не производили серийно двигатели с диаметром камеры свыше 430мм никогда!

Вот параметры наиболее мощных советских ЖРД наших дней:

Технические параметры камер ряда советских ЖРД

Что же это получается? Выходит, что Глушко изначально брался за не решаемую задачу, если до сих пор ни один отечественный ЖРД с камерой 600мм так и не был построен?

По сути, на диаметре 430мм остановились на долгие годы. А что же в США? Каким же образом там выходили из положения?

Давайте прикинем диаметр камеры сгорания самого мощного американского однокамерного ЖРД на кислороде и керосине - Н-1.

Согласно официальным данным^[7] - диаметр камеры всего 522мм, т.е. лишь на ~21% шире классической камеры РД-107, хоть и тяга вчетверо выше.

Удивлены? Пояснение тут простое. Согласно формуле тяги для ракетного двигателя (произведение давления в камере на площадь критического сечения сопла на коэффициент тяги сопла):

Советская камера РД-107 была изобарическая - ее площадь была в 6,7 раз больше площади критического сечения, т.е. при диаметре КС=430мм имеем критическое сечение ≈166мм. Американские камеры того времени были скоростными, диаметр КС был лишь незначительно (1,5...1,7 раз) больше диаметра критического сечения. Конкретно для Н-1 в 1,62 раза. Скажем, для Н-1 критический диаметр был ≈410мм^[7], т.е. по площади в 6,1 раза больше, чем у РД-107. Но поскольку давление в камере было меньше (4,8МПа против 5,85МПа), да и коэффициент тяги сопла был невысок (см. таблицу выше), то в итоге тяга американца лишь вчетверо выше в расчете на одну камеру.

На фото, показанных выше, отчетливо видна бутылочная форма советских КС с высокой степенью сужения на контрасте с американскими КС.

Получается, что для решения «задачи РД-105» Глушко должен был пойти либо путем перехода на скоростную камеру (что привело бы к скорому результату, но с плохими показателями по удельному импульсу - у американцев он был менее 300сек. в вакууме), либо пойти путем «четвертования» КС, создавая задел на будущее. При этом камера вышла высокоэффективная с удельным импульсом в вакууме ~320сек (без учета потерь на привод турбонасосного агрегата и худшей эффективности рулевых камер). С учетом потерь вышли на рубеж 314/315сек.

При всей допотопности РД-107, но по удельному импульсу, давлению в камере и по степени окислителя американцы в комплексе так и не смогли повторить фокус Глушко.

Как не создали они работоспособного ЖРД с диаметром камеры свыше 600мм. Так что не будем журить Глушко слишком строго за его неудачу с РД-105...

Теперь же давайте попробуем вооружиться имеющимися знаниями и попытаться вывести критерий, по которому мы сможем различать - почему один двигатель может быть реализован, а другой - нет. Сразу оговорюсь: речь идет об эмпирическом критерии, который не призван рассчитать величину чего-либо, а дает общее представление о мере сложности борьбы с ВЧ колебаниями (неустойчивостями горения) для данного ЖРД.

Начнем издалека. С книги «Теория ракетных двигателей» авторов В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин, под общей редакцией академика В.П. Глушко, 1980 год.

Отдадим должное деликатности авторов: они не написали проблема F-1 неразрешима, но и в решенные задачи ее тоже не поторопились записать...

Подключим сюда «вторую голову» - авторов «Основ теории и расчета ЖРД», том.1, под редекцией профессора В.М. Кудрявцева, 1993г.

Время преобразования топлива τ_пр непосредственно влияет на общие условия для возникновения ВЧ - неустойчивостей:

По сути дела, мы имеем периодический (гармонический) сигнал типа меандр с периодом τ_пр который осуществляет энергетическую накачку камеры сгорания как автоколебательной системы согласно выражения ΔE = E_o ∙ τ_пр

При этом, возвращаясь к книге под редакцией Глушко:

Иначе говоря, время преобразования топлива τ_пр определяет количество впрыснутого в камеру сгорания, но еще не сгоревшего топлива в каждом цикле. Чем больше в камере несгоревших сгустков топлива (представляющих собой по сути микро «бомбы»), - тем больше угроза возникновения интенсивных пульсаций горения.

Следует несколько слов сказать относительно показателя степени взаимодействия давления τ_пр = a / pⁿ - согласно^[9]этот параметр лежит в диапазоне n ≈ 0,8...1,2

Однако, другие авторы^[11] утверждают следующее:

А в эксперименте Крокко, Грея и Харджа были якобы получены в 1958 году значения n ≈ 1,3...1,7 согласно^[15]

С другой стороны, для камер сгорания дизелей установлено следующее^[10]:

Т.е., в условиях умеренного, по сравнению с мощными ЖРД, сжатия в дизелях n ≈ 1,19

Поэтому в дальнейшем примем показатель для двигателей по схеме жидкость-жидкость с низким давлением n ≈ 1,2 а для мощных ЖРД с дожиганием n ≈ 1,3 и более.

Кроме того, важно помнить про еще один качественный механизм возникновения детонации - согласно следующей схеме^[10]:

Вначале воспламенение и образование фронта пламени происходит в некоторых точках несгоревшей части впрыснутой в камеру рабочей смеси. Одновременно с новым фронтом горячего пламени возникает новый фронт ударной волны. Ударные волны, распространяясь по нагретой топливной смеси, в которой предпламенные реакции близки к завершению, стимулируют самовоспламенение остальной - несгоревшей - части рабочей смеси. При этом скорость распространения фронта пламени становится близкой к скорости распространения ударных волн, т. е. появляется детонационная волна сгорания, имеющая скорость до 2000...2500м/сек.

Таким образом, сущность детонации состоит в том, что ударная волна, возникшая вследствие «перекисного взрыва» и быстрого самовоспламенения несгоревшей части рабочей смеси перед фронтом пламени, стимулируют сгорание всей оставшейся рабочей смеси со сверхзвуковой скоростью.

Согласно перекисной теории детонации, повышение температур и давления в камере двигателя должно способствовать ускорению образования перекисных соединений и быстрейшему достижению критических концентраций, приводящих к детонации. Увеличение продолжительности пребывания последних порций топлива в камере сгорания также должно вести к образованию критических концентраций перекисных соединений и возникновению детонации.

[8] Теория ракетных двигателей (под редакцией В.П. Глушко), 1980

[9] «Основы теории и расчета ЖРД», том.1, под ред. проф. В.М. Кудрявцева, 1993г.

[10] «Физика горения газов», Е.С. Щетинков, 1965г.

[11] «Горение в жидкостных ракетных двигателях», Ю. Шаулов, М. Лернер, изд-во Оборонгиз, 1961г.

[13] «К истории разработки ЖРД РД-270», Чтения памяти Циолковского, Калуга, 2001г.

[15] «Вибрационное горение», Б.В. Раушенбах, 1961г.

[16] «Неустойчивость горение», М.С. Натанзон, 1986г

[17] «Воспламенение и горение предварительно перемешанного пара керосина в воздухе», А.В. Федоров, Д.А. Тропин


Тип ЖРД	НК-33^[6]	РД-253^[5]	РД-170^[4]
Диаметр КС	430	430	380	мм
Диаметр критического сечения сопла	281	279	235,5	мм
Диаметр выходного сечения сопла	1490	1431	1430	мм
Степень расширения сопла	28	26,2	36,87
Давление в КС	14.8	14,7	24,5	МПа