НА ГЛАВНУЮ

 

«ПЕПЕЛАЦЫ» ЛЕТЯТ НА ЛУНУ

 

Глава 14 

 

(новая редакция)

 

«В защиту Глушко, или снова про F-1»

 

 

 

Предисловие ко второй редакции

 

Новая редакция главы №14, посвященной вопросам устойчивости горения в камерах ЖРД, готовилась давно и могла быть опубликована еще год назад. Однако в силу объективных и субъективных причин, в т.ч. в связи с событиями на Украине, завершение работы над этой главой неоднократно откладывалось. И вот теперь пришло время поделиться с читателями новым взглядом на хорошо известные вещи.

Заранее приношу свои извинения перед теми читателями, которые предпочитают материалы более беллетристического содержания, нежели научно-популярного. Тем не менее, я постарался по возможности сохранить текст доступным для широкой аудитории. 

В статье исправлены неточности, а также более подробно изложена моя гипотеза о взаимосвязи детонационного горения в ЖРД с линейными размерами камеры сгорания, что и является препятствием к созданию ЖРД большой мощности.

 

***

 

В предыдущей главе №13 был подробно описан бой, вчистую проигранный конструкцией лунного чудо-двигателя F-1.

Мною исчерпывающе было доказано, что двигатель не может эксплуатироваться на номинальных режимах по назначению.

Только, Бога ради, не подумайте, что бой проигран мне – бой был проигран основам теплотехники, которыми пренебрегли при создании габаритно-весового макета так называемого жидкостного ракетного двигателя F-1.

Мне бы также не хотелось, чтобы меня неверно истолковали: в принципе, такие крупные агрегаты, как F-1, вполне можно охлаждать и нет никаких преград к созданию двигателей с давлением в камере 70ат и выше.

 

Надо лишь не забывать, что удельный тепловой поток растет пропорционально давлению в камере pк в степени 0,87:

 

Qк ~ pк0.87

 

Тогда как эффективность охлаждения растет пропорционально массовой прокачке хладагента (керосина) G в степени 0,8:

 

αж  ~ ( ρ ∙ W )0,8 ~ G0,8

 

Поэтому с ростом давления в камере возникают "ножницы": тепловой поток растет опережающими темпами по сравнению с ростом охлаждения при пропорциональном увеличении расхода керосина в трубках охлаждения.

 

Идея американских бутафоров понизить расход охладителя в двигателе F-1 на 30% при полутора кратном росте давления может вызывать только смех и недоумение.

 

Однако, поставим вопрос ребром: предположим, что американцы выполнили бы все необходимые рекомендации, и формально конструкция двигателя отвечала бы всем требованиям теплотехники.

В конце концов, когда им потребовалось создать реально работающий главный маршевый двигатель SSME для «Space Shuttle», то они добились эффективности охлаждения на порядок выше того уровня тепловых потоков, что минимально требовались для работы F-1.

Вопрос: если бы это все было выполнено, было бы этого достаточно для создания работоспособного ЖРД F-1 тягой у земли 690тс, без которого ракета Сатурн-5 просто бы не оторвалась бы от старта?

Ответ отрицательный: система охлаждения является необходимым, но недостаточным условием решения проблемы  ЖРД F-1.

Потому что была вторая, гораздо более серьезная проблема при создании  F-1 – детонация в камере при выходе на главную тягу.

Вот об этом явлении - детонационном горении в камерах ЖРД – мы и попробуем поговорить более подробно.

 

 

Тупик имени Глушко

 

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

 

На фото: РД-105

Общеизвестно[1], что в соответствии с Постановлением Совета Министров от 13 февраля 1953 г. в рамках работ по теме Т-I «Теоретические и экспериментальные исследования по созданию двухступенчатой баллистической ракеты с дальностью полёта 7000-8000 км» в ОКБ-456 (под руководством В.П. Глушко) для первой ступени МБР был разработан однокамерный двигатель РД-105, а также его высотный вариант с увеличенным соплом РД-106 для второй ступени.

ЖРД РД-105/106 работали на топливной паре жидкий кислород – керосин.

 

Технические параметры двигателей РД-105, РД-106[1]

 

Параметр

Значение

 

РД-105

РД-106

 

8Д56

8Д60

Годы разработки

1952-1954

1952-1954

Компоненты топлива

 

 

окислитель

жидкий кислород

жидкий кислород

горючее

керосин

керосин

Соотношение окисл./гор.

2.7

2.7

Тяга

 

 

у Земли, тс

55

53

в пустоте, тс

64

65.8

Удельный импульс тяги

 

 

у Земли, с

260

250

в пустоте, с

302

310

Давление в КС, кгс/см2 (ат)*

60

60

 

*примечание: 1кгс/см2 = 1ат - одна техническая атмосфера ≈ 98кПа

 

Существенным отличием от предыдущих двигателей стало применение цилиндрической камеры 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 двигатель 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 сверхзвуковой
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

59,7

кгс/см2 (ат)

Давление в выходном сечении сопла

0.39

кгс/см2 (ат)

 

На фото: РД-107 в разрезе

 

Считается правилом хорошего тона (в некоторых кругах) всячески хаять Глушко за это его решение. Мол, что же ваш гений не смог склепать 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[3]: LR89 тягой ~84тс, LR87 тягой ~75тс, LR79 тягой ~77тс и т.д.

Давление в камере у них у всех обычно лежало в диапазоне ≈ 40...42ат (в силу причин, описанных в главе №13).

За следующие десятилетия эти агрегаты удалось форсировать по давлению до ≈ 48...49ат, в результате чего в конце 60-х годов был создан (и пока таковым остается) самый мощный в США однокамерный ЖРД на топливе 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! Почему Глушко так подкачал?! Может, не зря оппоненты едко замечают: ваш Глушко собирался сделать двигатель тягой аж в 64 тонны (РД-105), да не смог, а вы хулу несете на F-1 - главное достижение американских мемуаров про лунную миссию.

Действительно, как же так, что ж такое?!

 

Прыжки в ширину

 

Глушко пытался сделать ЖРД РД-105 тягой всего 64тс и диаметром камеры сгорания 600мм. Это не вышло.

Тогда он уменьшил диаметр камеры до 430мм  - и у него все получилось.

Допустим, что в начале 50-х годов Глушко не смог реализовать столь широкую камеру, но что было потом, уже в наши дни?

Как ни парадоксально, но в СССР не строили серийно двигатели на топливе керосин-кислород с диаметром камеры свыше 430мм!

Особняком стоят двигатели для ракет военного назначения на основе растворов азотной кислоты в качестве окислителя с диаметром камеры 480мм - это РД-214 (8Д59), РД-216 (8Д514), РД-218 (8Д712), РД-219 (8Д713) и т.д.

 

Вот параметры наиболее мощных советских ЖРД наших дней:

 

Технические параметры камер ряда советских ЖРД

 

 

 

 

 

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

150

150

250

кгс/см2 (ат)

 

Что же получается? Выходит, что Глушко изначально брался за нерешаемую 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? Вот таблица данных по камерам ЖРД:

 

 

Мы пока оставим за скобками лунный чудо-двигатель F-1, заметим лишь, что остальные остановились на рубеже 51..52см - причем, что характерно, одновременно обе конкурирующие ракетные линейки - и «Атласы», и «Титаны».

Рассмотрим самый мощный серийный американский ЖРД на топливе кислород-керосин - RS-27 (Н-1).

Согласно данным[7] - диаметр камеры  ≈ 522мм (20,56 дюйма), т.е. всего на ~21% шире классической камеры РД-107.

 

Технические параметры камеры ЖРД Н-1[7]

 

Четырехкратное различие в тяге одиночной камеры РД-107 и Н-1 не должно вводить в заблуждение - их размеры сопоставимы. Согласно формуле тяги, она определяется произведением давления в камере на площадь критического сечения сопла и на коэффициент тяги сопла:

 

F = pк Sкr Ks

 

Поэтому, абсолютная тяга двигателя определяется не диаметром камеры, а диаметром «горловины» - критического сечения.

 

 

На фото: ЖРД Н-1

 

 

Советская камера РД-107 была изобарическая, почти «бутылочной» формы - ее площадь была в 6,7 раз больше площади критического сечения,  т.е. при диаметре КС=430мм - 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 эффективное давление в камере было меньше (45,8ат против 59,7ат), да и коэффициент тяги сопла был невысок (см. таблицу выше), то в итоге тяга американца лишь вчетверо выше в расчете на одну камеру.

 

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 и давлению в камере американцы не смогли превзойти Глушко.

Да и не создали американцы работоспособный ЖРД с диаметром камеры свыше 600мм.

Позднее, проектируя двигатель SSME для «Space Shuttle», американцы пошли по пути Глушко - диаметр камеры уменьшили до ≈450мм, т.е. до «глушковских» размеров, давление же резко увеличили до «глушковских» высот - 210ат.

Так что не будем журить Глушко слишком строго за его неудачу с РД-105...

 

 

Волшебники «Изумрудного города»

 

Как известно, самовнушение, гипноз и т.н. «волшебная сила искусства» позволяют нам видеть то, чего нет на самом деле. В известной сказке обладатели «волшебных очков» видели город весь в изумрудах, тогда как без очков ничего подобного не наблюдалось...

Не будем далеко ходить за примерами: так называемые самолеты-невидимки, выполненные по технологии «стелс», вовсе не невидимки, а строго говоря – это объекты пониженной заметности в узком диапазоне частот локации, обычно – в популярных сантиметровых диапазонах современных западных РЛС. Напротив, для устаревших советских РЛС дециметрового и метрового диапазонов они вполне себе заметны. И более того, – их успешно сбивали в небе над Югославией. А мужики-то не знали, что имеют дело с «невидимками»...

 

Похожая история приключилась с героем нашего романа – американским лунным чудо-двигателем F-1.

Как водится, после очередной моей публикации, набежали стаи критиков и пытались учинить мне разнос, аргументируя следующим: дескать, в конструкции смесительной головки F-1 применялись чудодейственные лепестковые перегородки, которые и гасили колебания и придали процессу горения в камере F-1 некую суперустойчивость.

В качестве иллюстрации, приведу следующие фото и рисунки:

 

Схема сборки камеры сгорания F-1[18]

Красным – отмечена форсуночная головка (инжектор)

 

На фото – рабочий инжектор, поднятый со дна океана

 

На фото тот же инжектор на музейном экземпляре двигателя F-1

 

При этом идет ссылка на положительный опыт борьбы с ВЧ неустойчивостями в камере вышеупомянутого ЖРД Н-1[7]

 

На рисунках из технической документации[7] на ракету Сатурн-1Б приведена схема форсуночной головки с перегородками

   

 

В самом деле, на некоторых американских смесительных головках (инжекторах) камер ЖРД применялись те самые лепестковые антипульсационные перегородки, как показано на рисунке выше.

Но только вышла ошибочка: не на двигателе Н-1 вспомогательной лунной ракеты «Сатурн-1Б», а на другой, не менее известной, ракете серии «Атлас» на двигателе очень похожих размеров и тяги – LR-89.

 

Снимок изнутри ЖРД LR-89 в музее города Хантсвилл (США)[18]

 

Мне же стало любопытным разыскать снимок именно того самого двигателя Н-1, на который ссылаются американские сказочники.

Нет ничего сложного. Гугл - в помощь! В недрах всемирной паутины нашелся Н-1, разрезанный для удобства разглядывания[18]:

 

Расположение навесных агрегатов, а также характерный кольцевой коллектор турбинных газов не оставляют сомнений -

перед нами тот самый двигатель Н-1 (музей города Хатчинсон, штат Канзас)

 

Уже по этой фотографии меня начали терзать смутные сомнения: через прорезь видно, что головка камеры плоская!

Заглянем этому зверю под хвост поближе:

 

Тот же Н-1 но другой ракурс

Головка камеры Н-1 крупным планом

 

Заметьте – никаких перегородок!

Если взыскательный читатель упрекнет меня, мол, это единичный экземпляр, исключение из правила, то тогда извольте:

 

Двигатель Н-1 в музее города Хантсвилл[18]

 

К чему это все я? Да все к тому, что никакого такого особенного эффекта на работу ЖРД перегородки не оказывают.

Как оказалось, в 60-70-е годы в США параллельно выпускали различные серии ЖРД примерно похожих габаритных размеров и величин тяги, но у одних перегородки были, у других – не было. Диаметр камеры сгорания обоих – примерно 52см. Работали и те, и другие.

Это значит, что вклад перегородок был не критичен, и вполне двигатель мог работать и так, без них.

 

Более того, советский опыт также показал, что мощные ЖРД (с диаметром камеры до 48см) вполне можно построить и безо всяких антипульсационных перегородок.

Однажды мне довелось читать весьма занятную информацию, которая сводилась к следующему: так называемые антипульсационные перегородки – почти бесполезное псевдоизобретение, тщательно залегендированное и подброшенное в СССР примерно в начале 70-х годов, когда в США активно началась проработка перспективного ЖРД SSME для проекта «Спейс Шаттл».

Поскольку после 1976 года в СССР было дано директивное указание слепо копировать американский челнок невзирая на здравый смысл, то были скопированы как оригинальные технические решения, так и полностью бесполезные, например, те самые перегородки.

Высказывалось предположение, что сами американцы какое-то время верили в «чудодейственность» перегородок, пока не выявили их полную бесполезность при доводке двигателя для космического челнока.

Вернее сказать, перегородки были чистейшим шаманством да и только.

В свою очередь, в СССР эти перегородки аки кукурузу или картошку внедрял волюнтаристским путем лично академик Глушко, чей авторитет был непререкаем, поэтому глупых вопросов никто и не задавал.

Доводка РД-170 до кондиции была долгой и мучительной, поэтому нет ничего удивительного, что Валентин Петрович не отказался от услуг банального шаманства, блага вреда от него тоже никакого.

«А вдруг поможет!» – как говорят больные гриппом, глотая пригоршню таблеток, все подряд.

Более того, в погоне за новым финансированием и учеными степенями, эти пресловутые перегородки начали ставить куда ни попадя, даже на старый добрый допотопный РД-107, который на протяжении десятилетий чудесно работал на плоской головке.

Ан нет! Поднялась рука...

 

Патентованная глупость

 

Листая специальную литературу, меня не покидало ощущение, что каждый автор по-своему пытался истолковать физические основы работы так называемых перегородок, но выходило как в пословице - кто в лес, кто по дрова.

Поскольку единой картины не складывалось, то я решил обратиться к первоисточнику, благо дело после смерти В.П. Глушко, начиная примерно с 1991 года НПО «Энергомаш» занялось юридическим оформлением своих авторских прав на изобретения и полезные модели в области ракетно-космической техники. Среди прочего было запатентовано как их изобретение - те самые антипульсационные перегородки.

К моей великой радости удалось отыскать полный текст патента Российской Федерации №2205973 - «Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и камера ЖРД с этой головкой», заявка на который была подана лишь 30 июня 2000 года!

Патентообладатель - Открытое акционерное общество «НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко».

Я справедливо полагал, что уж тут-то коллектив авторов в составе академика Б.И. Каторгина и Ко раскроет секрет изобретения, поведает, каким образом этот шаманский бубен влияет на акустические ВЧ-колебания с длинной волны, многократно, более чем на порядок, превышающей высоту этих пресловутых перегородок.

Сказать, что я был разочарован - ничего не сказать. Я понимаю, что патентные заявки готовят юристы, а не двигателисты. Но у меня сложилось устойчивое впечатление, что патентные заявки «Энергомаша» писал Петросян. Или Семен Альтов. Потому что даже Задорнов, как выпускник МАИ, такую чушь никогда бы не изложил на бумаге...

Я буду оглашать текст патента по частям, комментируя и смакуя каждую деталь.

И так, заявители патентной заявки утверждают следующее[19]:

 

 

В технике известна форсуночная головка камеры ЖРД SSME (см. энциклопедию "Космонавтика", гл. ред. В.П. Глушко, М., 1985, стр. 382). Эта головка содержит 600 форсунок, расположенных 13 концентрическими рядами. Форсунки выполнены в виде двойных (коаксиальных) трубок и являются двухкомпонентными форсунками. Форсуночная головка содержит форсунки, которые выступают из огневого днища, образуя антипульсационные перегородки (кольцо с 5 расходящимися лучами).

Эту головку ракетного двигателя выбираем за аналог предлагаемого изобретения.

 

 

Из текста выходит, что о существовании двигателя SSME американского челнока «Space Shuttle» коллектив авторов «Энергомаша» узнал лишь в 1985 году, да и то благодаря чтению научно-популярной литературы под редакцией своего шефа - В.П. Глушко...

Наперед замечу, что авторам решительно неизвестны никакие другие двигатели с антипульсационными перегородками, в т.ч. американские ЖРД для ракет лунного проекта F-1 и Н-1. Более того, о существовании линейки двигателей на базе ЖРД РД-170, который сами же соискатели патента проектировали согласно Постановления ЦК КПСС и Совмин СССР от 1976 года, - авторы решительно забыли.

 

Читаем дальше[19]:

Известна камера ЖРД РД-107, работающая на жидком кислороде и керосине. В смесительной (старое название - форсуночная) головке камеры ЖРД РД-107 по концентрическим окружностям установлены двухкомпонентные форсунки. На периферии смесительной головка установлены штифты равномерно по двум концентрическим окружностям (см. Альбом конструкций ЖРД, часть 3, составленный под руководством В. П. Глушко, Военное издательство Минобороны СССР, М., 1969, стр. 36, фиг.52). Смесительная головка имеет внутреннее (огневое), среднее и наружное днища.

Эту смесительную головку выбираем также в качестве аналога изобретения. Недостаток этой головки в том, что в камерах с такой смесительной головкой возможна высокочастотная неустойчивость рабочего процесса.

 

 

Такое чувство, что патент писал Шариков под диктовку Швондера. Ибо как раз с «головкой» у РД-107 все в порядке – как поставили на поток, так почти уже 60 лет без малого прекрасно работает. Проблемы имели место с двигателем второй ступени РН «Союз-У2» по причине применения синтетического топлива Циклин (Синтин), который имел существенные отличия по физическим и химическим свойствам от обычного керосина Т-1, что было не достаточно изучено перед началом серийной эксплуатации.

 

Читаем дальше[19]:

 

Известна смесительная головка камеры ЖРД РД-111 (см. вышеуказанный Альбом конструкций ЖРД, стр.155, фиг.379). Эту смесительную головку выбираем в качестве прототипа изобретения "Смесительная головка камеры ЖРД". Прототип содержит наружное, среднее и огневое днища. Днища скреплены между собой форсунками, штифтами, пайкой и сваркой. Форсунки горючего и окислителя выполнены однокомпонентными и расположены в шахматном порядке в огневом днище с переходом в периферийной зоне головки к расположению по окружностям. На периферии смесительной головки расположены равномерно по окружностям штифты.

Недостаток прототипа в том, что в нем возможна в отдельных экземплярах камер высокочастотная неустойчивость рабочего процесса, особенно в условиях форсированных режимов.

 

 

Тут авторы на контрасте с РД-107 все поставили с ног на голову - это у РД-111 были хронические проблемы с высокочастотной неустойчивостью, причем на всех изделиях, по причине чего производство ракет Р-9 было очень быстро прекращено. Напротив, у РД-107 все было и есть хорошо - железо просто не убиваемое, два века в космосе!

Далее авторы зачем-то не к месту припомнили двигатель РД-114, который записали в прототипы. При том, что этого двигателя реально не существовало, это просто была несостоявшаяся тема Глушко: все работы по двигателю РД-114 были прекращены еще в 1961 году.

 

Затем авторы повторно сообщают, что им известно о существовании двигателя SSME[19]:

Известна камера американского ЖРД SSME (см. Г.Г. Гахун, В.И. Баулин, В. А. Володин и др. "Конструирование и проектирование жидкостных ракетных двигателей", М., Машиностроение, 1989 г., стр. 124, 135). Камера содержит корпус и смесительную головку. Корпус включает цилиндрическую часть и сопло, имеющие наружную оболочку, огневую стенку и тракт охлаждения между ними. Смесительная головка имеет антипульсационные перегородки, которые выполнены из выступающих в огневую полость камеры форсунок. Эти форсунки включают ряды форсунок, направленные к огневой стенке камеры.

Это техническое решение принимаем за прототип настоящего изобретения "Камера ЖРД".

Недостаток прототипа в том, что в нем имеется резерв повышения устойчивости работы камеры при одновременной простоте конструкции за счет введения перегородки между огневой стенкой и периферийной форсункой каждого ряда выступающих форсунок антипульсационных перегородок.

 

Я окончательно утвердился во мнении, что авторы черпают свои знания о ракетных двигателях исключительно двумя путями: либо из «Альбома конструкций ЖРД» под редакцией Глушко, либо из учебника Гахуна издания 1989 года.

Живо себе представляю картину, как за длинным прямоугольным столом в кабинете генерального собрались академики, кандидаты и доктора наук в предвкушении торжественного вноса учебного пособия для ВТУЗов под редакцией Гахуна, из которого как из святого письма седовласые старцы, которые помнят Королева, будут извлекать премудрости ракетного двигателестроения...

Кроме того, просто обязан отметить редкое остроумие соискателей патента: недостаток прототипа, по мнению подписавших заявку, состоит в том, что конструкция отличается простотой (!) и содержит резервы по улучшению работы...

 

Я не буду утомлять читателей дальнейшим чтением этой макулатуры, скажу только, что весь текст представляет собой набор из двух абзацев, которые неоднократно повторяются в разных вариациях, где говорится, что камера имеет несколько днищ, скрепленных штифтами, и что выступающие в огневую полость форсунки горючего образуют те самые перегородки. Все.

Ни цифр, ни формул, ни расчетов. Одни панты и шаманский бубен!

Типичный американский подход к изложению материала: если тезис без всяких доводов и доказательств повторить пять, а лучше шесть или семь раз, то это будет звучать куда убедительней! Текст патента очень напоминает детский стишок: «У попа была собака, он ее любил...»

 

Ну, и финал[19]:

 

Задача, которая стояла в предлагаемом изобретении «Камера ЖРД», состояла в увеличении устойчивости ее работы и повышении ее надежности при обеспечении высокой технологичности и простоты конструкции предлагаемого устройства.

 

Я позволю себе предположить, что все вышесказанное было написано как оправдание потраченным казенным ассигнованиям. Просто в «Энергомаше» логично рассудили, что наиболее доходным и наименее рискованным будет изобретение пятого колеса для телеги. Ведь создание нового двигателя - это большой труд, риск неудачи, сложности доводки. А тут - дешево и сердито. Взяли старый допотопный агрегат РД-107 и придумали ему сбоку бантик! За бюджетные деньги...

 

Скудость описательной части патента объясняется очень легко: соискатели заявки просто не могут сформулировать физические принципы работы своего «изобретения». Скажу больше: в популярных советских учебных пособиях по ЖРД вы так же не найдете никаких конкретных расчетов, только одни общие рассуждений о пользе перегородок. Поэтому я обратился к монографии наиболее авторитетного ученого в области проблем устойчивости горения в ЖРД - это книга М.С. Натанзона «Неустойчивость горение»[16].

На стр.130 своей книги Мирон Семенович уклончиво сетует на то, что никакой общей (читай – толковой) теории о принципах работы перегородок не существует. А ведь на дворе-то 1986 год - уже РД-170 практически готов для «Энергии», а теории нет!

 

Забегая немного наперед, сошлюсь на монографию аспиранта МФТИ Чо Гю Сик под названием «Акустические характеристики камер сгорания с антипульсационными перегородками»[21]. Год издания – 2007! Научный руководитель – доктор технических наук, профессор Лебединский Е. В. – это тот самый профессор Лебединский, на эксперименты которого в своих трудах ссылается сам Натанзон!

И что же мы читаем в 2007 году, каков итог работы над теорией перегородок за двадцать лет? А никакой! Дословно[21]:

 

По стабилизации поперечных мод колебаний наиболее существенные результаты получаются с помощью антипульсационных перегородок. Однако воздействие перегородок на рабочий процесс в камере сгорания теоретически недостаточно изучено, поэтому оценка их эффективности до сих пор опирается в основном на эксперименты...

 

Впрочем, у Натанзона[16] есть два самых общих соображения на этот счет: 1) перегородки работают как завихрители газа у форсуночной головки; 2) перегородки, как выступающие за плоскость элементы, чисто механически оказывают сопротивление поперечным колебаниям газа, что в определенной мере помогает рассеивать энергию колебаний и снижает их амплитуду...

Далее Натанзон переходит от слов к делу и пытается оценить, насколько перегородки повышают собственные частоты камеры.

Дело в том, что многие авторы совершенно бездоказательно утверждают, будто бы перегородки кратно (!) повышают собственные частоты камеры - пропорционально уменьшению геометрических размеров сегментов, на которые перегородками поделена камера. 

Так вот - это совершенно не так! Натанзон решает задачу нахождения собственных частот камеры с перегородками[16]:

 

 

И получает очень интересный результат относительно новых собственных частот камеры[16]:

 

 

Из чего, согласно Натанзону, следует вывод[16]:

 

 

Я ценю тонкий еврейский юмор Мирона Семеновича Натанзона, который вроде бы не противоречит генеральной линии Глушко на внедрение перегородок, только немного не договаривает...

 

А теперь крепче держитесь за стулья, я расскажу вам всю правду про перегородки. Для чего воспользуюсь расчетами Натанзона.

В источнике[2] приведены все необходимые геометрические размеры для РД-107:

 

чертеж камеры ЖРД РД-107 антипульсационные перегородки

 

Длина камеры от головки до критического сечения равна Lк = 723мм, длина перегородок lп = 30мм.

Тогда:  L = Lк lп = 693мм.

 

Воспользуемся формулой (4.3.16) Натанзона и оценим относительное изменение собственных частот:

 

если: ω ≈ ωmn [ 1( lп / 2L ) ]  то тогда обозначив разницу частот как:  Δω = ωmn – ω   получим:  Δω / ωmn = lп / 2L

подставим конкретные значения:   Δω / ωmn = 30 / 2·693 ≈ 0,0216  или ~ 2%.

 

Но это – по продольным колебаниям. Нам же интересен результат работы перегородок с поперечными модами колебаний.

Сошлюсь на данные расчетов, которые опубликовал в 2007 году Чо Гю Сик[20]:

 

 

Здесь f / fo – отношение частоты поперечный колебаний (1-я тангенциальная мода) с перегородками и без таковых.

lп / Dк – отношение длины перегородок к диаметру камеры ЖРД.

 

Конкретно для РД-107 расчеты показывают, что при длине перегородки lп = 30мм и диаметре камеры Dк = 430мм по Таблице 3.2. находим путем интерполяции относительное уменьшение частоты  f / fo 0,9476, т.е. чуть более 5,5%

Вообще-то нам обещали увеличение собственных частот камеры, что эквивалентно уменьшению длин волн и уменьшению акустических размеров камеры. Вместо этого частота не растет, а падает, длина волны наоборот – растет, а значит и растут акустические размеры.

Благодаря перегородкам акустический диаметр камеры РД-107 вырос более чем на 5,5%, т.е. колебания в модернизированном РД-107 таковы, как если бы диаметр камеры был не 430мм, а на 5,5% больше – примерно 454мм.

 

Дорогие читатели! Мы присутствуем при знаменательном событии: только что путем простейших арифметических вычислений мы установили, что изобретение согласно патента РФ №2205973 позволяет уменьшить собственные частоты камеры на несколько процентов!

 

Гора родила жалкую мышь: никакого кратного изменения частот нет и в помине. Поэтому авторы патента были столь немногословны...

 

На контрасте предлагаю читателям самостоятельно изучить патент Российской Федерации №2161262 - «Камера сгорания с акустическим поглотителем»[20], закрепленный за ОАО «Самарский научно-технический комплекс имени Н.Д. Кузнецова».

Здесь[20] авторы просто и доступно описывают суть акустического поглотителя в виде перфорированной диафрагмы с отверстиями и даже приведена понятная даже школьнику формула частоты резонатора Гельмгольца, раскрыт механизм диссипации акустических волн в камере сгорания. Приведены графики, расчеты, результаты испытаний (в достаточном для патента объеме), а главное - сравнение работы ЖРД как без акустического поглотителя, так и с поглотителем, т.е. - показана конкретная разница, ради чего собственно трудился коллектив СНТК имени Кузнецова на протяжении 60-70-х годов!

При этом авторы проявили недюжую эрудицию (по сравнению с «Энергомашем») - шутка ли сказать, сослались не на альбом с картинками и не на учебник для ВТУЗа, а на редкую монографию Д.Т. Харрье и Ф.Г. Рирдона «Неустойчивость горения в ЖРД» 1975 года.

 

Но в конце ложка дегтя[20]:

 

Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе. Дата прекращения действия патента: 26.01.2004

 

Получается, что действительно ценное и оригинальное решение, примененное на двигателях НК-15 (33) КБ Кузнецова, оплаченное миллионами советских бюджетных рублей, созданное трудом тысячных коллективов, работавших над советской лунной программой, не имеет патентной защиты, хотя обладает новизной и нигде никогда не применялось ни до, ни после.

А шаманские бубны с перегородками живут и побеждают в конкурентной борьбе...

 

 

Американская профанация

 

Однако первое место и приз за лучшую профанацию в сфере псевдонаучных исследований по борьбе с ВЧ колебаниями следует присудить нашим американским «партнерам».

Долгое время я не обращал внимание на задачу, которую решали американцы путем установления 3-дюймовых (7,62см) перегородок на инжектор камеры сгорания ЖРД F-1.

Согласно отчетам изготовителя ЖРД F-1 – фирмы Рокетдайн[22]  – основная неприятность заключалась в возбуждении внутрикамерных ВЧ колебаний частотой 500Гц.

Уже в наши дни в 1993г. была напечатана довольно объемная работа[23] американских ученых из Университета Штата Пенсильвания, где подробно, обобщая весь накопленный опыт и знания, было разъяснено, что частота 500Гц была идентифицирована как 1-я тангенциальная (поперечная) мода ВЧ колебаний в камере ЖРД F-1.

Все логично: колебания поперечные, перегородки ставят поперек, поперечные волны «бьются» о перегородки, как морские волны о волнорез, происходит гашение и затухание колебательного процесса...

Здесь все было отлично задумано, кроме одного – значения этой самой частоты 500Гц.

Я не поленился и решил перепроверить: действительно ли частота 1-й тангенциальной моды ВЧ колебаний для ЖРД F-1 хотя бы приблизительно будет равняться 500Гц?

Можно открыть любой учебник по ракетным двигателям и везде будет дана одинаковая информация: собственные (акустические) частоты колебаний в камере сгорания ЖРД находят через решение волнового уравнения для цилиндра[8]:

 

 

Для тех, кому формула (27.2) в тягость, у Кудрявцева[9] этот вопрос разобран на простых примерах:

 

 

 

Так вот, совершенно точно можно утверждать, что для камеры ЖРД F-1 диаметром Dк 0,99м (см. таблицу в начале статьи) при скорости звука a 1200 ± 100 м/с (эта цифра справедлива практически для любых кислородно-керосиновых и высококипящих ЖРД, проверенно при помощи программы «Терра» проф. Трусова Б.Г.) – частота первой тангенциальной моды составит:

 

 

f =

0,586 · 1200

700 Гц

 
 

0,99

 

 

Из сказанного следует, что на самом деле первая тангенциальная (поперечная) мода колебаний имеет частоту на 40% выше той, с которой американцы так долго и упорно боролись за большие бюджетные ассигнования.

Даже если мы учтем эффект перегородок, длина которых в случае ЖРД F-1 всего 3 дюйма (7,62см), lп / Dк 0,077 то по выше приведенной таблице[20] частота уменьшится всего на 6% до величины ~ 660Гц, что более чем на треть превышает целевую частоту 500Гц.

Но дело даже не в этом: 1-я тангенциальная мода имеет самую низкую частоту из всех возможных поперечных видов колебаний.

Все остальные поперечные моды могут иметь частоту выше, но никак не ниже рассчитанной нами цифры 660Гц. В то время, как американские ученые описывают «феномен»[23] - при испытаниях регистрировали колебания на частотах ~ 500Гц и даже ниже!

А что же лежит ниже по частоте, спросят читатели? Ниже – исключительно одна единственная мода  – первая продольная!

Линейная длина камеры сгорания F-1 равна примерно 40 дюймов (~1м) согласно таблице[25]:

 

 

У Натанзона показано[16], что акустическая длина камеры (для прямой трубы, как камера F-1 - прим.) будет больше геометрической:

 

 

Расчеты показывают, что для камеры F-1 ее акустическая длина с учетом числа Маха будет примерно lак   1,2м.  

Тогда по формулам Кудрявцева первая продольная частота составит:

 

 

f1L =

1200

500 Гц

 
 

2 · 1,2

 

 

 

Что и требовалось доказать! Американцы боролись при помощи поперечных перегородок с продольными колебаниями!!!

Перепутать продольные колебания с поперечными - это надо иметь большой талант.

Надо отдать им должное: делали они это долго, дорого и с чувством большой значимости...

И еще один интересный факт: уже в наши дни в работе [24] было экспериментально установлено, что при наличии перегородок в камере ЖРД акустическое поле в полости между перегородками близко к полю плоской волны (продольная мода колебаний).

Т.е. между перегородками вообще не возникает поперечных колебаний, а тангенциальная мода наблюдалась в остальной цилиндрической части на частотах, уменьшенных вследствие установки в камере перегородок.

 

(продолжение следует)

 

 

Аркадий Велюров

 

 

[1] Предыстория создания ЖРД РД-107/108

[2] ЖРД РД-107 и РД-108 и их модификации

[3] сайт http://www.astronautix.com (англ.)

[4] ЖРД РД-170/171 http://lpre.de/energomash/RD-170/index.htm

[5] ЖРД РД-253/275 http://lpre.de/energomash/RD-253/index.htm

[6] ЖРД НК-33/43 http://lpre.de/sntk/NK-33/index.htm

[7] Skylab Saturn 1B flight manual

[8] «Теория ракетных двигателей» Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. (под ред. ак. В.П. Глушко), 1980г.

[9] «Основы теории и расчета ЖРД», (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.

[12] Launch Vehicle Propellant Usage

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

[14] ЖРД РД-270 (8Д240)

[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

[18] сайт http://heroicrelics.org

[19] патент Российской Федерации №2205973

[20] патент Российской Федерации №2161262

[21] «Акустические характеристики камер сгорания с антипульсационными перегородками», Чо Гю Сик, МФТИ, Долгопрудный, 2007г.

[22]  «History: Project first, F-1 combustion stability program», Rocketdyne, R-5615-7, Volume 2, Book 3, 1967

[23] «Comprehensive Review of Liquid-Propellant Combustion Instabilities in F-l Engines» Joseph C. Oefelein and Vigor Yang, JOURNAL OF PROPULSION AND POWER Vol. 9, No. 5, Sept.-Oct. 1993

[24] «Экспериментальные исследования в модельных условиях влияния геометрических параметров антипульсационных перегородок на акустические характеристики модельной камеры и высокочастотную устойчивость рабочего процесса. Научно-технический отчёт о выполнении работ по Контракту Х2 КАРИ-05-01», Пикалов В. П., Шибанов А. А., НИИХИМАШ, 2006г.

[25] «Advanced regenerative cooling techniques for future space transportation systems», AIAA/SAE, 1975г.

 

 

ОБСУДИТЬ НА ФОРУМЕ