ТНА-трёп

В этом же [1931] году мною впервые были предложены самовоспламеняющееся топливо и химическое зажигание, а также карданная подвеска двигателя с насосными агрегатами. В 1931 - 32 гг. были разработаны и испытаны экспериментальные поршневые топливные насосы, приводимые двигателем, питаемым газом, отбираемым из камеры сгорания ракетного двигателя.

Опытные двигатели ОРМ-50 тягой 150 кг и ОРМ-52 тягой 300 кг прошли в этом же году официальные стендовые испытания. В то время это были самые мощные жидкостные ракетные двигатели.
В 1933 г. была разработана конструкция турбонасосного агрегата с центробежными насосами для подачи жидких компонентов топлива в двигатель с тягой 300 кг.

...испытания ракетных двигателей на шашечном бездымном порохе для отработки оптимальных профиля и степени расширения сопла, керамической теплоизоляции камер, системы подачи жидкого топлива газами, отбираемыми из камеры сгорания, и других элементов конструкции ЖРД проводились на стенде ГДЛ на Научно-испытательном артиллерийском полигоне (в 1930 г.);

Двигатель ОРМ-52 тягой 300 кг на азотнокислотно-керосиновом топливе с химическим зажиганием предназначался для ракет, морских торпед и, как вспомогательный, для самолета. В 1933 г. прошел официальные сдаточные стендовые испытания.

 

Еще в 1932 г. по заданию ВВС нами была начата разработка экспериментальной установки ЖРД на самолете. Предусматривалась установка двух ОРМ-52 с турбонасосными агрегатами питания на подкрылках истребителя И-4 конструкции А.Н.Туполева в качестве вспомогательных к винтомоторной группе.

 

И точно, не прошло и 10 минут, как показалась посадочная полоса. Главгерой рычаги тянет, кнопки жмет, ручки крутит, короче готовит самолет к посадке. Единственная беда - не все в ероплане работает после перекусывания зеленого, толстого и третьего проводов.
В частности, главгерой смотрит на приборы и испуганно орет: подкрылки не поднимаются!
Я огорчился вместе с этим парнем: мало того, что дороги солят и приходится даже на Боинги подкрылки ставить, так они еще и не поднимаются, когда надо.
Но напрягся парень, переборол подкрылки и, видимо, поднял их.

 

Fakir> Не приводил

17.02. г-н Г. передал мне толстую красную папку с хйработами инж. И. по ЖРД. Охват работ неимоверный - от двигателей ориентации спутников до маршевых двигателей космических носителей и баллистических ракет, включая конструкцию самих ракет.
Дать общее мнение обо всех материалах не представляется возможным (по крайней мере, оставаясь в рамках приличия), поэтому придется разбирать материалы по одному. Из-за большого объема материала комментарии будут как можно более короткими.

1. Картонная папка с эскизным проектом водородно-кислородного двигателя малой мощности для космических спутников.
- понятие мощность не используется в характеристиках реактивных и ракетных двигателей, так как мощность зависит от скорости движения летательного аппарата;
- жидкий водород и жидкий кислород используются в маршевых, а не в корректирующих двигателях с дискретным режимом работы из-за низкой плотности компонентов и технических и технологических затруднений при сохранении;
- в случае использования жидкого водорода в качестве топливного компонента бессмысленно использовать насосы с электроприводом, поскольку жидкий водород, охлаждая двигатель, испаряется и представляет собой прекрасное рабочее тело;
- в технике неизвестны водородно-кислородные двигатели повторно-кратковременного включения, а в проекте это принято по умолчанию, в качестве само собой разумеющейся особености;
- для тяг порядка 400 N использование водорода и кислорода лишено смысла, поскольку это приведет к получению более тяжелой двигательной установки: плотность жидкого водорода - 0.016 kg/l. В этих целях используют самовоспламеняющиеся пары, к примеру, НДМГ/ТА и вытеснительную подачу компонентов с наддувом основных баков.
- использование титана в качестве конструкционного материала для камеры сгорания неграмотно с термодинамической точки зрения. В двигателях с регенеративным охлаждением используют сплавы с высокой теплопроводностью на основе меди и серебра. Кроме того, при температурах выше 500 градусов Цельсия титан поглощает водород и подвержен так называемой водородной хрупкости.

2. Патент №62341 по ЖРД для РН и спутников.
- понятие мощность не используется в характеристиках реактивных и ракетных двигателей, так как мощность зависит от скорости движения летательного аппарата;
- использование запаса сжатого газа - безусловно новизна в ракетной технике. Но новизна не обязательно означает эффективность. К примеру, облицовка кабины космического аппарата мрамором тоже новизна, но такая новизна не заинтересует ни одну ракетно-космическую фирму;
- топливная смесь сгорает не в сопле, а в камере сгорания. В сопле (в болгарском техническом языке принят термин "дюза"), продукты сгорания ускоряются;
- в разделе "Предшествующее состояние техники" допущена грубая ошибка, если не выразиться сильнее. Двигатель с ТНА с турбиной, приводимой от бортового запаса сжатого газа, не существует.

Дальнейшее обсуждение патента уместно закончить цитатой из одного документа в папке - ответ Генерального конструктора НПО "Энергомаш" Бориса Ивановича Каторгина: "Таким образом, Ваш патент не может найти применения в ЖРД-строении для ракет-носителей."

3. Жидкостной ракетный двигатель баллистической ракеты.
На следующей странице указан патент №62341, в котором предлагается ракетный двигатель с автономной турбиной, приводимой сжатым газом, что справедливо указано и в отзывах НПО "Энергомаш". В эскизном проекте, однако, утверждается, что двигатель - с дожиганием генераторного газа. Следовательно, патент №62341 неприложим к техническому предложению.

4. ЖРД для РН большой мощности.
Отдельно разработаны части: Предкамерная турбина, ТНА основного ЖРД, КС с соплом основного ЖРД, ГГ, Автономная турбина, КС с соплом ГГ, Смесительная головка ГГ, ТНА горючего и окислителя.

Интересно отметить, что сборочный чертеж представляет собой скопированные из разных учебников (главным образом, "Ракетные двигатели на химическом топливе" Тимната), связанные от руки части ракетных двигателей, с оставшимися русскими обозначениями потоков.
В разделе ГГ написано буквально следующее:
ГАЗОГЕНЕРАТОР: Назначение газогенератора - создание тяги предкамерной турбины жидкостным ракетным двигателем.
И на самом деле, продукты истечения ракетного двигателя приводят турбину... Поток со скоростью 3000...4000 m/s и температурой выше 1000 градусов, направленный на лопатки турбины... no comment!
Заявление, что автономная турбина приводит три турбонасоса, поскольку соотношение водорода к кислороду в воде 2:1 на меня уже не произвело впечатление.

Последнее техническое предложение, "ЖРД большой мощности для космических спутников" оставляю без разбора.

Считаю, что предложения инж. И. не представляют интереса для ракетно-космической промышленности ввиду своеобразного технического уровня.

Върбан Пешков