Рухові установки на перекису водню для невеликих супутників. Бесіди про ракетні двигуни Вимоги до рухової технології

При розкладанні перекису водню на каталізаторі виділяється велика кількість теплоти, причому утворюється в результаті реакції розкладання перекису водню вода перетворюється в пар, а в суміші з одночасно виділяється під час реакції атомарним киснем утворює так званий «парогаза». Температура парогаза, в залежності від ступеня початкової концентрації перекису водню, може досягати 700 С ° -800 С °.

Концентрована приблизно до 80-85% перекис водню в різних німецьких документах носила назву «оксілін», «паливо Т» (T-stoff), «аурол», «пергідроль». Розчин каталізатора мав назву Z-stoff.

Паливо для двигунів Вальтера, яке складалося з T-stoff і Z-stoff, називалося однокомпонентним, оскільки каталізатор не є компонентом.
...
...
...
Двигуни Вальтера в СРСР

Після війни на СРСР висловив бажання працювати один із заступників Гельмута Вальтера якийсь Франц Статецкі. Статецкі і група «технічної розвідки» з вивезення з Німеччини військових технологій під керівництвом адмірала Л. А. Коршунова, знайшли в Німеччині фірму «Брюнер-Каніс-Рейдер», яка була суміжником у виготовленні турбінних установок Вальтера.

Для копіювання німецького підводного човна з силовою установкою Вальтера спочатку в Німеччині, а потім в СРСР під керівництвом А. А. Антипина було створено «бюро Антипина», організація, з якої стараннями головного конструктора підводних човнів (капітана I рангу) А. А. Антипина утворилися ЛПМБ «Рубін» і СПМБ «Малахіт».

Завданням бюро було копіювання досягнень німців за новими підводним човнам (дизельним, електричним, парогазотурбінних), але основним завданням було повторення швидкостей німецьких підводних човнів з циклом Вальтера.

В результаті проведених робіт вдалося повністю відновити документацію, виготовити (частково з німецьких, частково з нововиготовлених вузлів) і випробувати парогазотурбінних установку німецьких човнів серії XXVI.

Після цього було вирішено будувати радянський підводний човен з двигуном Вальтера. Тема розробки підводних човнів з ПДТУ Вальтера отримала назву проект 617.

Олександр Тиклін, описуючи біографію Антипина, писав: ... Це була перша підводний човен СРСР, переступила 18-вузлову величину підводного швидкості: протягом 6 годин її підводний швидкість становила понад 20 вузлів! Корпус забезпечував збільшення глибини занурення вдвічі, тобто до глибини 200 метрів. Але головною перевагою нового підводного човна була її енергетична установка, що стала дивним на ті часи нововведенням. І не випадково було відвідування цього човна академіками І. В. Курчатовим і А. П. Александровим - готуючись до створення атомних підводних човнів, вони не могли не познайомитися з першою в СРСР підводним човном, що мала турбінну установку. Згодом, багато конструктивні рішення були запозичені при розробці атомних енергетичних установок ...

У 1951 році човен проекту 617, названа С-99, була закладена в Ленінграді на заводі № 196. 21 квітня 1955 року народження, човен вивели на державні випробування, закінчені 20 березня 1956 року. У результатах випробування зазначено: ... На підводному човні досягнута вперше швидкість підводного ходу в 20 вузлів протягом 6 годин ....

У 1956-1958 роках були спроектовані великі човни проект 643 з надводним водотоннажністю в 1865 т і вже з двома ПДТУ Вальтера. Однак у зв'язку зі створенням ескізного проекту перших радянських підводних човнів з атомними силовими установками проект був закритий. Але дослідження ПДТУ човна С-99 не припинилися, а були переведені в русло розгляду можливості застосування двигуна Вальтера в розробляється гігантської торпеді Т-15 з атомним зарядом, запропонованої Сахаровим для знищення військово-морських баз і портів США. Т-15 повинна була мати довжину в 24 м, дальність підводного ходу до 40-50 миль, і нести термоядерну боєголовку, здатну викликати штучне цунамі для знищення прибережних міст США.

Після війни в СРСР були доставлені торпеди з двигунами Вальтера, і НДІ-400 приступило до розробки вітчизняної дальноходной безслідною швидкісний торпеди. У 1957 році були завершені державні випробування торпед ДБТ. Торпеда ДБТ прийнята на озброєння в грудні 1957 року, під шифром 53-57. Торпеда 53-57 калібром 533 мм, мала вага близько 2000 кг, швидкість 45 вузлів при дальності ходу до 18 км. Боєголовка торпеди важила 306 кг.

Безсумнівно, двигун - найважливіша частина ракети і одна з найскладніших. Завдання двигуна - змішувати компоненти палива, забезпечувати їх згоряння і з великою швидкістю викидати виходять в процесі горіння гази в заданому напрямку, створюючи реактивну тягу. У цій статті ми розглянемо тільки використовувані зараз в ракетній техніці хімічні двигуни. Існує кілька їх видів: твердопаливні, рідинні, гібридні і рідинні однокомпонентні.

Будь-ракетний двигун складається з двох основних частин: камера згоряння і сопло. З камерою згоряння, думаю, все зрозуміло - це якесь замкнуте обсяг, в якому відбувається горіння палива. А сопло призначене для розгону виходять в процесі горіння палива газів до надзвукової швидкості в одному заданому напрямку. Сопло складається з конфузора, каналу критики і дифузора.

Конфузор - це воронка, яка збирає гази з камери згоряння і направляє їх в канал критики.

Критика - найвужча частина сопла. У ній газ розганяється до швидкості звуку за рахунок високого тиску з боку конфузора.

Дифузор - розширюється частина сопла після критики. У ній відбувається падіння тиску і температури газу, за рахунок чого газ отримує додатковий розгін до надзвукової швидкості.

А тепер пройдемося по всіх основних типів двигунів.

Почнемо з простого. Найпростішим за своєю конструкцією є РДТТ - ракетний двигун на твердому паливі. Фактично це бочка, завантажена твердої паливно-окисної сумішшю, що має сопло.

Камерою згоряння в такому двигуні є канал в паливному заряді, а горіння відбувається по всій площі поверхні цього каналу. Нерідко для спрощення заправки двигуна заряд роблять складовим з паливних шашок. Тоді горіння відбувається також і на поверхні торців шашок.

Для отримання різної залежності тяги від часу застосовують різні поперечним перерізом каналу:

РДТТ - найдавніший вид ракетного двигуна. Його придумали ще в стародавньому Китаї, але до цього дня він знаходить застосування як в бойових ракетах, так і в космічній техніці. Також цей двигун через свою простоту активно використовується в аматорському ракетобудуванні.

Перший американський космічний корабель Меркурій був обладнаний шістьма РДТТ:

Три маленьких відводять корабель від ракети-носія після відділення від неї, а три великих - гальмують його для сходу з орбіти.

Найпотужніший РДТТ (і взагалі найпотужніший ракетний двигун в історії) - це бічний прискорювач системи Спейс шаттл, що розвивав максимальну тягу 1400 тонн. Саме ці дві прискорювача давали настільки ефектний стовп вогню при старті човників. Це добре видно, наприклад, на відеозаписі старту човника Атлантіс 11 травня 2009 року (місія STS-125):

Ці ж прискорювачі будуть використані в новій ракеті SLS, яка буде виводити на орбіту новий американський корабель Оріон. Зараз можна побачити записи з наземних випробувань прискорювача:

Також РДТТ встановлені в системах аварійного порятунку, призначених для відведення космічного корабля від ракети в разі аварії. Ось, наприклад, випробування САС корабля Меркурій 9 травня 1960 року:

На космічних кораблях Союз крім САС встановлені двигуни м'якої посадки. Це теж РДТТ, які працюють частки секунди, видаючи потужний імпульс, що гасить швидкість зниження корабля майже до нуля перед самим торканням поверхні Землі. Спрацьовування цих двигунів видно на записі посадки корабля Союз ТМА-11М 14 травня 2014 року:

Головним недоліком РДТТ є неможливість управління тягою і неможливість повторного запуску двигуна після його зупинки. Та й останов двигуна у випадку з РДТТ за фактом зупинкою не є: двигун або припиняє роботу через закінчення палива або, в разі необхідності зупинити його раніше, проводиться відсічення тяги: спеціальним піропатроном відстрілюється верхня кришка двигуна і гази починають виходити з обох його торців, обнулити тягу.

Наступним ми розглянемо гібридний двигун . Його особливість в тому, що використовувані компоненти палива знаходяться в різних агрегатних станах. Найчастіше використовується тверде пальне і рідкий або газоподібний окислювач.

Ось, як виглядає стендове випробування такого двигуна:

Саме такий тип двигуна застосований на першому приватному космічному човнику SpaceShipOne.
На відміну від РДТТ ГРД можна повторно запускати і регулювати його тягу. Однак, не обійшлося і без недоліків. Через великий камери згоряння ГРД невигідно ставити на великі ракети. Також ГРД схильний до «жорсткого старту», \u200b\u200bколи в камері згоряння накопичилося багато окислювача, і при запалюванні двигун дає за короткий час великий імпульс тяги.

Ну а тепер розглянемо самий широко застосовуваний в космонавтиці тип ракетних двигунів. це ЖРД - рідинні ракетні двигуни.

У камері згоряння ЖРД змішуються і згоряють дві рідини: пальне і окислювач. В космічних ракетах застосовуються три паливно-окисні пари: рідкий кисень + гас (ракети Союз), рідкий водень + рідкий кисень (друга і третя ступені ракети Сатурн-5, другий ступінь Чанчжен-2, Спейс шаттл) і несиметричний диметилгидразин + тетраоксид азоту ( ракети Протон і перший ступінь Чанчжен-2). Зараз також проводяться випробування нового виду палива - рідкого метану.

Перевагами ЖРД є мала вага, можливість регулювання тяги в широких межах (дроселювання), можливість багаторазових запусків і більший питомий імпульс в порівнянні з двигунами інших типів.

Головним недоліком таких двигунів є дивовижна складність конструкції. Це у мене на схемі все просто виглядає, а насправді при конструюванні ЖРД доводиться стикатися з цілою низкою проблем: необхідність гарного перемішування компонентів палива, складність підтримки високого тиску в камері згоряння, нерівномірність горіння палива, сильне нагрівання стінок камери згоряння і сопла, складності з запалюванням, корозійний вплив окислювача на стінки камери згоряння.

Для вирішення всіх цих проблем застосовується безліч складних і не дуже інженерних рішень, Чому ЖРД часто виглядає як кошмарний сон п'яного сантехніка, наприклад, цей РД-108:

Камери згоряння і сопла добре видно, але зверніть увагу, скільки там всяких трубок, агрегатів і проводів! І все це потрібно для стабільної та надійної роботи двигуна. Там є турбонасосний агрегат для подачі палива і окислювача в камери згоряння, газогенератор для приводу турбонасосного агрегату, сорочки охолодження камер згоряння і сопел, кільцеві трубки на соплах для створення охолоджуючої завіси з палива, патрубок для скидання відпрацьованого генераторного газу і дренажні трубки.

Більш докладно роботу ЖРД ми розглянемо в одній з наступних статей, а поки переходимо до останнього типу двигунів: однокомпонентному.

Робота такого двигуна заснована на каталітичному розкладанні пероксиду водню. Напевно, багато хто з вас пам'ятають шкільний досвід:

У школі використовується аптечна тривідсоткова перекис, а от реакція з використанням 37% перекису:

Видно, як з горла колби з силою виривається струмінь пара (в суміші з киснем, зрозуміло). чим не реактивний двигун?

Двигуни на перекису водню використовують в системах орієнтації космічних апаратів, коли велике значення тяги не потрібно, а простота конструкції двигуна і його мала маса дуже важливі. Зрозуміло, що використовується концентрація перекису водню далеко не 3% і навіть не 30%. Стовідсоткова концентрована перекис дає в ході реакції суміш кисню з водяною парою, нагріту до півтори тисячі градусів, що створює високий тиск в камері згоряння і високу швидкість витікання газу з сопла.

Простота конструкції однокомпонентного двигуна не могла не привернути до себе увагу ракетників-любителів. Ось приклад аматорського однокомпонентного двигуна.

Перший зразок нашого рідинного ракетного двигуна (РРД), що працює на гасі і висококонцентрованою перекису водню, зібраний і готовий до випробувань на стенді в МАІ.

Все почалося близько року тому з створення 3D-моделей і випуску конструкторської документації.

Готові креслення ми відправили декільком підрядникам, в тому числі нашого основного партнеру по металообробці «АртМеху». Всі роботи по камері дублювалися, а виготовлення форсунок взагалі було отримано декільком постачальникам. На жаль, тут ми зіткнулися з усією складністю виготовлення здавалося б простих металевих виробів.

Особливо багато зусиль довелося витратити на відцентрові форсунки для розпилення пального в камері. На 3D-моделі в розрізі їх видно як циліндри з гайками синього кольору на кінці. А ось так вони виглядають в металі (одна з форсунок показана з открученной гайкою, олівець дан для масштабу).

Про випробування форсунок ми вже писали. В результаті з багатьох десятків форсунок були обрані сім. Через них в камеру буде надходити гас. Самі гасові форсунки вбудовані в верхню частину камери, яка є газифікатором окислювача - областю, де пероксид водню буде проходити через твердий каталізатор і розкладатися на водяну пару і кисень. Потім вийшла газова суміш теж надійде в камеру ЖРД.

Щоб зрозуміти, чому виготовлення форсунок викликало такі складності, треба зазирнути всередину - всередині каналу форсунки знаходиться шнековий завихритель. Тобто надходить у форсунку гас не просто рівно тече вниз, а закручується. Шнековий завихритель має багато дрібних деталей, і від того, наскільки точно вдається витримати їх розміри, залежить ширина зазорів, через які буде текти і розпорошуватися в камеру гас. Діапазон можливих результатів - від «через форсунку рідина взагалі не тече» до «розпорошується рівномірно на всі боки». Ідеальний результат - гас розпорошується тонким конусом вниз. Приблизно так, як на фото нижче.

Тому отримання ідеальної форсунки залежить не тільки від майстерності та сумлінності виробника, але і від використовуваного обладнання та, нарешті, дрібної моторики фахівця. Кілька серій випробувань готових форсунок під різним тиском дозволили нам вибрати ті, конус розпилу яких близький до ідеального. На фото - завихритель, який не пройшов відбір.

Подивимося, як наш двигун виглядає в металі. Ось кришка ЖРД з магістралями для надходження перекису і гасу.

Якщо підняти кришку, то можна побачити, що через довгу трубку прокачується перекис, а через коротку - гас. Причому гас розподіляється по семи отворів.

Знизу до кришки приєднаний газифікатор. Подивимося на нього з боку камери.

Те, що нам з цієї точки представляється дном деталі, насправді є її верхньою частиною і буде приєднано до кришки ЖРД. З семи отворів гас по форсунках поллється в камеру, а з восьмого (зліва, єдине несиметрично розташовану) на каталізатор хлине перекис. Точніше вона рине не безпосередньо, а через спеціальну пластину з мікроотворами, рівномірно розподіляють потік.

На наступному фото ця пластина і форсунки для гасу вже вставлені в газифікатор.

Майже весь вільний обсяг газифікатора буде зайнятий твердим каталізатором, через який потече пероксид водню. Гас буде йти по форсунках, не змішуючись з перекисом.

На наступному фото ми бачимо, що газифікатор вже закрили кришкою з боку камери згоряння.

Через сім отворів, що закінчуються спеціальними гайками, потече гас, а через дрібні отвори піде гарячий парогаза, тобто вже розкладена на кисень і водяна пара перекис.

Тепер давайте розберемося з тим, куди вони потечуть. А потечуть вони в камеру згоряння, яка являє собою порожнистий циліндр, де гас запалюється в кисні, розігрітому в каталізаторі, і продовжує горіти.

Розігріті гази надійдуть в сопло, в якому розганятися до високих швидкостей. Ось сопло з різних ракурсів. Велика (звужується) частину сопла називається докритичній, потім йде критичне розтин, а потім розширюється частина - закрітічеськая.

У підсумку зібраний двигун виглядає так.

Красень, правда?

Ми виготовимо ще як мінімум один екземпляр ЖРД з нержавіючої сталі, а потім перейдемо до виготовлення ЖРД з інконель.

Уважний читач запитає, а для чого потрібні штуцери з боків двигуна? У нашого ЖРД є завіса - рідина впорскується уздовж стінок камери, щоб та не перегрівалася. У польоті в завісу буде текти перекис або гас (уточнимо за результатами випробувань) з баків ракети. Під час вогневих випробувань на стенді в завісу може як гас, так і перекис, а також вода або взагалі нічого не подаватися (для коротких тестів). Саме для завіси і зроблені ці штуцера. Більш того, завіси дві: одна для охолодження камери, інша - докритичній частини сопла і критичного перетину.

Якщо ви інженер або просто хочете дізнатися докладніше характеристики і пристрій ЖРД, то далі спеціально для вас приведена інженерна записка.

ЖРД-100С

Двигун призначений для стендової відпрацювання основних конструктивних і технологічних рішень. Стендові випробування двигуна заплановані на 2016 рік.

Двигун працює на стабільних висококиплячих компонентах палива. Розрахункова тяга на рівні моря - 100 кгс, в вакуумі - 120 кгс, розрахунковий питомий імпульс тяги на рівні моря - 1840 м / с, в вакуумі - 2200 м / с, розрахунковий питома вага - 0,040 кг / кгс. Дійсні характеристики двигуна будуть уточнюватися в ході випробувань.

Двигун однокамерний, складається з камери, комплекту агрегатів системи автоматики, вузлів і деталей загальної збірки.

Двигун кріпиться безпосередньо до несучих елементів стенду через фланець у верхній частині камери.

Основні параметри камери
паливо:
- окислювач - ПВ-85
- пальне - ТС-1
тяга, кгс:
- на рівні моря - 100,0
- в порожнечі - 120,0
питомий імпульс тяги, м / с:
- на рівні моря - 1840
- в порожнечі - 2200
секундний витрата, кг / с:
- окислювача - 0,476
- пального - 0,057
вагове співвідношення компонентів палива (Про: Г) - 8,43: 1
коефіцієнт надлишку окислювача - 1,00
тиск газів, бар:
- в камері згоряння - 16
- у вихідному перерізі сопла - 0,7
маса камери, кг - 4,0
внутрішній діаметр двигуна, мм:
- циліндричної частини - 80,0
- в районі зрізу сопла - 44,3

Камера являє собою збірну конструкцію і складається з форсуночного головки з інтегрованим в неї газифікатором окислювача, циліндричної камери згоряння і профільованого сопла. Елементи камери мають фланці і з'єднуються між собою болтами.

На голівці розміщені 88 однокомпонентних струменевих форсунок окислювача і 7 однокомпонентних відцентрових форсунок пального. Форсунки розташовані по концентричних колах. Кожна форсунка пального оточена десятьма форсунками окислювача, що залишилися форсунки окислювача розміщені на вільному просторі головки.

Охолодження камери внутрішнє, двоступенева, здійснюється рідиною (пальним або окислювачем, вибір буде зроблений за результатами стендових випробувань), що надходить в порожнину камери через два пояси завіси - верхній і нижній. Верхній пояс завіси виконаний на початку циліндричної частини камери і забезпечує охолодження циліндричної частини камери, нижній - виконаний на початку докритичній частини сопла і забезпечує охолодження докритичній частини сопла і області критичного перетину.

У двигуні застосовується самозаймання компонентів палива. У процесі запуску двигуна забезпечується випередження надходження окислювача в камеру згоряння. При розкладанні окислювача в газифікаторі його температура піднімається до 900 K, що істотно вище температури самозаймання пального ТС-1 в атмосфері повітря (500 К). Пальне, що подається в камеру в атмосферу гарячого окислювача, самозаймається, надалі процес горіння переходить в самоподдерживающийся.

Газификатор окислювача працює за принципом каталітичного розкладання висококонцентрованого пероксиду водню в присутності твердого каталізатора. Утворений в результаті розкладання пероксиду водню парогаза (суміш водяної пари і газоподібного кисню) є окислювачем і надходить в камеру згоряння.

Основні параметри газогенератора
компоненти:
- стабілізований пероксид водню (концентрація за вагою),% - 85 ± 0,5
витрата пероксиду водню, кг / с - 0,476
питоме навантаження, (кг / с пероксиду водню) / (кг каталізатора) - 3,0
час безперервної роботи, не менше, с - 150
параметри парогаза на виході з газифікатора:
- тиск, бар - 16
- температура, К - 900

Газификатор інтегрований в конструкцію форсуночного головки. Її стакан, внутрішнє і середнє днища утворюють порожнину газифікатора. Днища пов'язані між собою форсунками пального. Відстань між днищами регулюється висотою склянки. Обсяг між форсунками пального заповнений твердим каталізатором.

Реактивна «Комета» Третього рейху

Втім, Крігсмаріне був не єдиною організацією, що звернула увагу на турбіну Гельмута Вальтера. Нею пильно зацікавилися у відомстві Германа Герінга. Як і у всякій іншій, і у цій була свій початок. І пов'язане воно з ім'ям співробітника фірми «Мессершмітт» авіаконструктора Олександра Ліппіша - ярого прихильника незвичайних конструкцій літальних апаратів. Чи не схильний приймати на віру загальноприйняті рішення і думки, він приступив до створення принципово нового літака, в якому йому все бачилося по-новому. За його концепції, літак повинен бути легким, мати якомога меншою кількістю механізмів і допоміжних агрегатів, мати раціональну з точки зору створення підйомної сили форму і максимально потужний двигун.

традиційний поршневий двигун Ліппіша не влаштовував, і він звернув свій погляд до реактивних, точніше - до ракетних. Але і всі відомі на той час системи забезпечення з їх громіздкими і важкими насосами, баками, системами запалювання і регулювання його теж не влаштовували. Так поступово викристалізувалася ідея застосування самовоспламеняющегося палива. Тоді на борту можна розмістити тільки паливо і окислювач, створити максимально простий двокомпонентний насос і камеру згоряння з реактивним соплом.

У цьому питанні Ліппішу пощастило. Причому пощастило двічі. По-перше, такий двигун вже існував - та сама турбіна Вальтера. По-друге, перший політ з цим двигуном вже був здійснений улітку 1939 року на літаку Ні-176. Не дивлячись на те, що отримані результати, м'яко кажучи, не вражали - максимальна швидкість, яку досяг цей літальний апарат після 50 секунд роботи двигуна, склала лише 345 км / год, - керівництво Люфтваффе порахувало даний напрямок цілком перспективним. Причину низької швидкості вони бачили в традиційній компонуванні літака і вирішили перевірити свої припущення на «бесхвостка» Ліппіша. Так мессершміттовскій новатор отримав в своє розпорядження планер DFS-40 і двигун RI-203.

Для живлення двигуна використовували (все дуже таємно!) Двухкомпонентное паливо, що складається з T-stoff і С-stoff. За хитромудрими шифрами ховалися все та ж перекис водню і пальне - суміш 30% гідразину, 57% метанолу і 13% води. Розчин каталізатора мав назву Z-stoff. Незважаючи на наявність трьох розчинів, паливо вважалося двокомпонентним: розчин каталізатора чомусь компонентом не зважав.

Скоро казка мовиться, та не скоро діло робиться. Ця російська приказка якнайкраще описує історію створення ракетного винищувача-перехоплювача. Компонування, розробка нових двигунів, облетиваніе, навчання льотчиків - все це затягнуло процес створення повноцінної машини до 1943 року. В результаті бойової варіант літака - Ме-163В - був повністю самостійною машиною, віддали у спадок від попередників тільки базову компоновку. Малі розміри планера не залишили конструкторам місця не на забираються шасі, ні на скільки-небудь простору кабіну.

Весь простір займали баки з паливом і сам ракетний двигун. А з ним теж все було «не слава Богу». Hа «Гельмут Вальтер Вєрку» розрахували, що планований для Ме-163В ракетний двигун RII-211 буде мати тягу 1700 кг, а витрата пального Т на повній тязі буде десь 3 кг в секунду. На час цих розрахунків двигун RII-211 існував лише у вигляді макета. Три послідовних прогону на землі виявилися невдалими. Двигун більш-менш вдалося довести до льотного стану тільки влітку 1943 року, але навіть тоді він все ще вважався експериментальним. А експерименти знову показали, що теорія і практика нерідко розходяться один з одним: витрата палива був значно вище розрахункового - 5 кг / с на максимальній тязі. Так що Ме-163В мав запас палива тільки на шість хвилин польоту на повній тязі двигуна. При цьому його ресурс становив 2 години роботи, що в середньому давало близько 20 - 30 вильотів. Неймовірна ненажерливість турбіни повністю змінювала тактику застосування цих винищувачів: зліт, набір висоти, захід на ціль, одна атака, вихід з атаки, повернення додому (найчастіше, в режимі планера, так як палива на політ вже не залишалося). Говорити про повітряні бої просто не доводилося, весь розрахунок був на стрімкість і перевага в швидкості. Упевненості в успіху атаки додавало і солідне озброєння «Комети»: дві 30-мм гармати, плюс броньовані кабіна пілота.

Про проблеми, які супроводжували створення авіаційного варіанти двигуна Вальтера, можуть сказати хоча б ці дві дати: перший політ експериментального зразка відбувся в 1941-му році; на озброєння Ме-163 був прийнятий в 1944-му. Дистанція, як казав один відомий грибоедовский персонаж, величезного масштабу. І це при тому, що конструктори і розробники аж ніяк не плювали в стелю.

В кінці 1944 року німці зробили спробу вдосконалити літак. Щоб збільшити тривалість польоту двигун обладнали допоміжної камерою згоряння для польоту на крейсерському режимі із зменшеною тягою, збільшили запас палива, замість відокремлюваної візки встановили звичайне колісне шасі. До кінця війни вдалося побудувати і випробувати тільки один зразок, який отримав позначення Ме-263.

Беззуба «Гадюка»

Безсилля «тисячолітнього Рейху» перед атаками з повітря змушувала шукати будь-які, часом самі неймовірні шляхи протидії килимовим бомбардуванням союзників. У завдання автора не входить аналіз всіх чудасій, за допомогою яких Гітлер сподівався зробити диво і врятувати якщо ні Німеччину, то самого себе від неминучої загибелі. Зупинюся тільки на одному «винахід» - вертикально-злітає перехоплювач Ва-349 «Наттер» ( «Гадюка»). Це чудо ворожої техніки було створено як дешева альтернатива Ме-163 «Комета» з упором на масовість виробництва і броссовость матеріалів. На його виготовлення передбачалося використовувати найдоступніші сорти деревини і металу.

У цьому дітище Еріха Бахема все було відомо і все було незвично. Зліт планувався здійснювати вертикально, як ракета, за допомогою чотирьох порохових прискорювачів, встановлених з боків задньої частини фюзеляжу. На висоті 150 м відпрацьовані ракети скидалися і політ тривав за рахунок роботи основного двигуна - ЖРД Вальтер 109-509А - такий собі прообраз двоступеневих ракет (або ракет з твердопаливними прискорювачами). Наведення на ціль здійснювалося спочатку автоматом по радіо, а затії пілотом вручну. Не менш незвичайним було і озброєння: наблизившись до мети, льотчик давав залп з двадцяти чотирьох 73-мм реактивних снарядів, встановлених під обтічником в носі літака. Потім він повинен був відокремити передню частину фюзеляжу і спуститися з парашутом на землю. Двигун також мав скидатися з парашутом, щоб його можна було використовувати повторно. При бажанні, в цьому можна побачити і прообраз «Шаттл» - модульний літак з самостійним поверненням додому.

Зазвичай в цьому місці кажуть, що даний проект випереджав технічні можливості німецької індустрії, ніж пояснюють катастрофу першого примірника. Але, не дивлячись на такий в прямому сенсі слова оглушливий результат, була закінчена споруда ще 36 «Hаттеров», з яких було випробувано 25, причому тільки 7 в пілотованому польоті. У квітні 10 «Hаттеров» А-серії (і хто тільки розраховував на наступні?) Були розміщені у Кірхейма під Штудтгарта, для відображення нальотів американських бомбардувальників. Але вступити в бій дітищу Бахема не дали танки союзників, яких вони дочекалися раніше бомбардувальників. «Hаттери» і їх пускові установки були знищені власними розрахунками. Ось і сперечайся після цього з думкою, що найкраща ППО - це наші танки на їх аеродромах.

І все-таки привабливість ЖРД була величезною. Настільки величезною, що ліцензію на виробництво ракетного винищувача купила Японія. Її проблеми з авіацією США були схожі німецьким, тому й не дивно, що за рішенням вони звернулися до союзників. Дві підводних човни з технічною документацією і зразками обладнання були направлені в берегів імперії, але одна з них була потоплена під час переходу. Японці власними силами відновили інформацію, якої бракує і «Міцубісі» побудувала дослідний зразок J8M1. У першому польоті 7 липня 1945 року він розбився через відмову двигуна при наборі висоти, після чого тема благополучно і тихо померла.

Щоб у читача не склалося думки, що замість забажав плодів перекис водню приносила своїм апологетам тільки розчарування, наведу приклад, очевидно, єдиного випадку, коли користь від неї був. І отриманий він був саме тоді, коли конструктора Чи не намагалися з неї вичавити останні краплі можливостей. Йдеться про скромну, але необхідної деталі: турбонасосний агрегат для подачі компонентів палива в ракеті А-4 ( «Фау-2»). Подавати паливо (рідкий кисень і спирт) шляхом створення надлишкового тиску в баках для ракети такого класу було неможливо, але невелика і легка газова турбіна на перекису водню і перманганату створювала достатню кількість парогаза, щоб обертати відцентровий насос.

Агрегат турбонасоса, парогазогенератор для турбіни і два невеликих бака для перекису водню і перманганату калію містилися в одному відсіку з руховою установкою. Відпрацьований парогаза, пройшовши через турбіну, все ще залишався гарячим і міг зробити додаткову роботу. Тому його направляли в теплообмінник, де він нагрівав кілька рідкого кисню. Поступаючи назад в бак, цей кисень створював там невеликий наддув, що кілька полегшувало роботу турбонасосного агрегату і одночасно попереджало сплющивание стінок бака, коли він ставав порожнім.

Застосування перекису водню не було єдино можливим рішенням: Можна було використовувати і основні компоненти, подаючи їх у газогенератор в співвідношенні, далекому від оптимального, і тим самим забезпечуючи зниження температури продуктів згоряння. Але в цьому випадку треба було б вирішити ряд складних проблем, пов'язаних із забезпеченням надійного запалення і підтримки стабільного горіння цих компонентів. Застосування ж перекису водню в середній концентрації (тут позамежна потужність була ні до чого) дозволяла вирішити проблему просто і швидко. Так компактний і малопримітна механізм змушував битися смертоносне серце ракети, начиненою тонною вибухівки.

Удар з глибини

Назва книги З. Перля, як думається автору, як не можна краще підходить до назви і цієї глави. Не прагнучи до претензії на істину в останній інстанції, все ж дозволю собі стверджувати, що немає нічого жахливіше раптового і практично невідворотного удару в борт двох-трьох центнерів тротилу, від якого лопаються перебирання, корчить сталь і злітають з кріплень багатотонні механізми. Рев і свист палючого пара стають реквієм кораблю, який в судомах і конвульсіях йде під воду, несучи з собою в царство Нептуна тих нещасних, які не встигли стрибнути в воду і відплисти подалі від тонучого судна. А тиха і непомітна, подібна підступної акулі, субмарина повільно розчинилася в морській глибині, несучи в своєму сталевому утробі ще десяток таких же смертоносних гостинців.

Ідея саморушній міни, здатної поєднати в собі швидкість корабля і гігантську вибухову силу якірної «рогульки», з'явилася досить давно. Але в металі вона реалізувалася тільки тоді, коли з'явилися досить компактні і потужні двигуни, що повідомляли їй велику швидкість. Торпеда - НЕ підводний човен, але і її двигуну теж потрібні паливо і окислювач ...

Торпеда-вбивця ...

Саме так називають легендарну 65-76 «Кіт» після трагічних подій серпня 2000 року. Офіційна версія свідчить, що мимовільний вибух «товстої торпеди» став причиною загибелі підводного човна К-141 «Курськ». На перший погляд, версія, як мінімум, заслуговує на увагу: торпеда 65-76 - зовсім не дитяча брязкальце. Це небезпечне, поводження з яким вимагає особливих навичок.

Одним з «слабких місць» торпеди називався її рушій - вражаюча дальність стрільби була досягнута з використанням рушія на перекису водню. А це означає наявність всього вже знайомого букета принад: гігантські тиску, бурхливо реагують компоненти і потенційна можливість початку мимовільної реакції вибухового характеру. Як аргумент, прихильники версії вибуху «товстої торпеди» наводять такий факт, що від торпед на перекису водню відмовилися всі «цивілізовані» країни світу.

Традиційно запас окислювача для торпедного двигуна був балон з повітрям, кількість якого визначалося потужністю агрегату і дальністю ходу. Недолік очевидний: баластовий вага товстостінного балона, який можна було б звернути на що-небудь більш корисне. Для зберігання повітря тиском до 200 кгс / см² (196 ГПа) потрібні товстостінні сталеві резервуари, маса яких перевищує масу всіх енергокомпоненти в 2,5 - 3 рази. На частку останніх припадає лише близько 12 - 15% від загальної маси. Для роботи ЕСУ необхідна велика кількість прісної води (22 - 26% від маси енергокомпоненти), що обмежує запаси пального і окислювача. Крім того, стиснене повітря (21% кисню) - не найефективніший окислювач. Присутній в повітрі азот теж не просто баласт: він дуже погано розчинний у воді і тому створює за торпедою добре помітний бульбашковий слід шириною 1 - 2 м. Втім, у таких торпед були і не менш очевидні переваги, які були продовженням недоліків, головне з яких - висока безпека. Більш ефективними виявилися торпеди, що працюють на чистому кисні (рідкому або газоподібному). Вони значно зменшили следность, підвищили ККД окислювача, але не вирішили проблеми з развесовкой (балонна і кріогенна апаратура і раніше складали значну частину ваги торпеди).

Перекис водню ж в даному випадку була своєрідним антиподом: при значно більш високих енергетичних характеристиках вона представляла собою і джерело підвищеної небезпеки. При заміні в повітряної теплової торпеді стисненого повітря на еквівалентну кількість перекису водню дальність її ходу вдалося підвищити в 3 рази. Наведена нижче таблиця показує ефективність використання різних видів застосовуваних і перспективних енергоносіїв в ЕСУ торпед:

В ЕСУ торпеди все відбувається традиційним способом: перекис розкладається на воду і кисень, кисень окисляє паливо (гас), отриманий парогаза обертає вал турбіни - і ось смертоносний вантаж мчить до борту корабля.

Торпеда 65-76 «Кіт» є останньою радянської розробкою такого типу, початок яким поклало в 1947 році вивчення не доведеної «до розуму» німецької торпеди на Ломоносовському філії НДІ-400 (пізніше - НДІ "Мортеплотехніка") під керівництвом головного конструктора Д.А . Кокрякова.

Роботи закінчилися створенням дослідного зразка, який був випробуваний в Феодосії в 1954-55 роках. За цей час радянським конструкторам і матеріалознавцям довелося розробити невідомі їм до того часу механізми, зрозуміти принципи і термодинаміку їх роботи, пристосувати їх для компактного використання в тілі торпеди (один з конструктором якось сказав, що за складністю торпеди і космічні ракети наближаються до годинника ). В якості двигуна використовувалася високооборотна турбіна відкритого типу власної розробки. Цей агрегат попсував немало крові його творцям: проблеми з прогаром камери згоряння, пошуку матеріалу для ємності зберігання перекису, розробка регулятора подач компонентів палива (гас, маловодна перекис водню (концентрація 85%), морська вода) - все це затягнуло випробування і доведення торпеди до 1957 року у цьому році флот отримав першу торпеду на перекису водню 53-57 (За деякими даними вона мала назву «Алігатор», але можливо, це була назва проекту).

У 1962 р була прийнята на озброєння протикорабельна самонавідна торпеда 53-61 , Створена на базі 53-57, і 53-61М з удосконаленою системою самонаведення.

Розробники торпед приділяли увагу не тільки їх електронної начинки, але не забували про її серце. А воно було, як ми пам'ятаємо, досить примхливим. Для підвищення стабільності роботи при підвищенні потужності була розроблена нова турбіна з двома камерами згоряння. Разом з новою начинкою самонаведення вона отримала індекс 53-65. Ще одна модернізація двигуна з підвищенням його надійності дала путівку в життя модифікації 53-65М.

Початок 70-х років ознаменувався розробкою компактних ядерних боєприпасів, які можна було встановлювати в БЧ торпед. Для такої торпеди симбіоз потужної вибухівки та високошвидкісний турбіни був цілком очевидним і в 1973 році була прийнята некерована перекисна торпеда 65-73 з ядерною боєголовкою, призначена для знищення великих надводних кораблів, його угруповань і берегових об'єктів. Втім, моряків цікавили не тільки такі цілі (а швидше за все, - зовсім не такі) і через три роки вона отримала акустичну системою наведення по кільватерному сліду, електромагнітний детонатор і індекс 65-76. БЧ також стала більш універсальною: вона могла бути як ядерної, так і нести 500 кг звичайного тротилу.

А зараз автору хотілося б приділити кілька слів тези про «жебракування» країн, що мають на озброєнні торпеди на перекису водню. По-перше, крім СРСР / Росії вони складаються на озброєнні ще деяких країн, наприклад, розроблена в 1984 році шведська важка торпеда Тр613, що працює на суміші перекису водню і етанолу, до сих пір стоїть на озброєнні ВМС Швеції і ВМС Норвегії. Головний в серії FFV Тр61, торпеда Тр61 надійшла в експлуатацію в 1967 р як важка керована торпеда для використання надводними кораблями, підводними човнами і береговими батареями. Головна енергетична установка використовує перекис водню з етанолом, що призводять в дію 12-циліндричну парову машину, забезпечуючи торпеді майже повну безслідно. У порівнянні з сучасними електричними торпедами при подібній швидкості дальність ходу виходить в 3 - 5 разів більше. У 1984 р на озброєння надійшла більш далекобійна Тр613, замінивши Тр61.

Але і скандинави були не самотні на цьому терені. Перспективи використання перекису водню в військовій справі були враховані військово-морським флотом США ще до 1933 р, причому до вступу США у воїну на морський торпедної станції в Ньюпорті проводилися строго засекречені роботи по торпедам, в яких в якості окислювача повинна була застосовуватися перекис водню. У двигуні 50% -ний розчин перекису водню розкладається під тиском водним розчином перманганату або іншого окислювача, і продукти розкладання використовуються для підтримці горіння спирту - як бачимо, вже приїлися за час розповіді схема. Двигун був значно поліпшений під час війни, але торпеди, що приводяться в рух за допомогою перекису водню, до закінчення військових дій не знайшли бойового застосування у флоті США.

Так що не тільки «бідні країни» розглядали перекис як окислювач для торпед. Навіть цілком респектабельні Сполучені Штати віддали належне такому досить привабливому речовини. Причина відмови від використання цих ЕСУ, як бачиться автору, крилася не у вартості розробок ЕСУ на кисні (в СРСР досить довго і успішно застосовуються і такі торпеди, прекрасно показали себе в самих різних умовах), а у тій-таки агресивності, небезпеки і нестійкості перекису водню: ніякі стабілізатори не гарантують стовідсоткової гарантії відсутності процесів розкладання. Чим це може закінчитися, розповідати, думаю, не треба ...

... і торпеда для самогубців

Думаю, що таку назву для сумно і широко відомої керованої торпеди «Кайтен» більш ніж виправдано. Незважаючи на те, що керівництво Імператорського флоту вимагало внесення в конструкцію «людино-торпеди» евакуаційного люка, пілоти ними не користувалися. Справа була не тільки в самурайському дусі, а й розумінні простого факту: вціліти під час вибуху в воді полуторатонного боєзапасу, перебуваючи на відстані 40-50 метрів, неможливо.

Перша модель «Кайт» «Тіп-1» була створена на базі 610-мм кисневої торпеди «Тип 93» та була по суті просто її укрупненої і населеної версією, займаючи нішу між торпедою і міні-субмариною. Максимальна дальність ходу при швидкості 30 вузлів складала близько 23 км (на швидкості 36 вузлів при сприятливих умовах вона могла пройти до 40 км). Створена в кінці 1942 року, вона тоді не була прийнята на озброєння флоту Країни висхідного сонця.

Але до початок 1944 року ситуація істотно змінилася і проект зброї, що може реалізувати принцип «кожна торпеда - в ціль», був знятий з полки, глее він припадав пилом майже півтора року. Що змусило адміралів змінити своє ставлення, сказати складно: то-ли лист конструкторів лейтенанта Нісіма Секіо і старшого лейтенанта Куроки Хіросі, написане власною кров'ю (кодекс честі вимагав негайного прочитання такого листа і надання аргументованої відповіді), то-ли катастрофічне становище на морському ТВД. Після невеликих доробок «Кайтен тип 1» в березні 1944 року пішла в серію.

Але вже в квітні 1944 року почалися роботи щодо її поліпшення. Причому мова йшла не про модифікації існуючої розробки, а про створення абсолютно нової розробки з нуля. Під стать було і тактико-технічне завдання, видане флотом на новий «Кайтен Тип 2», включало забезпечення максимальної швидкості не менше 50 вузлів, дальності ходу -50км, глибини занурення -270 м. Роботи з проектування даної «людино-торпеди" були доручені компанії «Нагасакі-Хейкі К. К.», що входить в концерн «Міцубісі».

Вибір був невипадковим: як уже говорилося вище, саме ця фірма активно вела роботи по різним ракетних систем на основі перекису водню на основі отриманої від німецьких колег інформації. Результатом їх роботи став «двигун № 6», який працював на суміші перекису водню і гідразину потужністю 1500 к.с.

До грудня 1944 роки два дослідні зразки нової «людино-торпеди" були готові до випробувань. Випробування проводилися на наземному стенді, але продемонстровані характеристики ні розробника, ні замовника не задовольнили. Замовник прийняв рішення навіть не починати морські випробування. У підсумку другий «Кайтен» так і залишився в кількості двох штук. Подальші модифікації розроблялися під кисневий двигун - військові розуміли, що навіть такої кількості перекису водню їх промисловість випустити не в змозі.

Про результативність цієї зброї судити складно: японська пропаганда часів війни ледь не кожного випадку застосування «Кайтенов» приписувала загибель великого американського корабля (після війни розмови на цю тему зі зрозумілих причин вщухли). Американці ж, навпаки, готові клястися на чому завгодно, що їх втрати були мізерні. Не здивуюся, якщо через десяток років вони взагалі будуть заперечувати такі в принципі.

Зоряний час

Роботи німецьких конструкторів в області проектування турбонасосного агрегату для ракети «Фау-2» не залишилися непоміченими. Все що дісталися нам німецькі розробки в області ракетного озброєння були ретельно досліджені і перевірені на предмет застосування у вітчизняних конструкцій. В результаті цих робіт на світ з'явилися турбонасосного агрегати, що працюють на тому ж принципі, що і німецький прототип. Американські ракетники, природно, так само застосували це рішення.

Англійці, практично втратили в ході Другої світової війни всю свою імперію, намагалися зачепитися за залишки колишньої величі, на повну котушку використовуючи трофейну спадщина. Не маючи практично жодних напрацювань в області ракетної техніки, Вони зосередилися на тому, що мали. В результаті їм вдалося майже неможливе: ракета «Black Arrow», використала пару гас - перекис водню і пористе срібло в якості каталізатора забезпечила Великобританії місце серед космічних держав. На жаль, подальше продовження космічної програми для стрімко старіючої Британської імперії виявилося надзвичайно дорогим заняттям.

Компактні і досить потужні перекісні турбіни використовувалися не тільки для подачі палива в камери згоряння. Вона була застосована американцями для орієнтації спускається космічного корабля «Меркурій», потім, з тією ж метою, радянськими конструкторами на СА КК «Союз».

За своїми енергетичними характеристиками перекис як окислювач поступається рідкого кисню, але перевершує азотнокислі окислювачі. В останні роки відродився інтерес до використання концентрованої перекису водню в якості ракетного палива для двигунів самих різних масштабів. На думку фахівців, перекис найбільш приваблива при використанні в нових розробках, де попередні технології не можуть конкурувати безпосередньо. Такими розробками якраз є супутники масою в 5-50 кг. Правда, скептики і раніше вважають, що її перспективи все ще залишаються туманними. Так, хоча радянський ЖРД РД-502 ( паливна пара - перекис плюс пентаборан) і продемонстрував питомий імпульс 3680 м / с, він так і залишився експериментальним.

«Мене звуть Бонд. Джеймс Бонд"

Думаю, навряд чи знайдуться люди, які не чули цієї фрази. Трохи менше любителів «шпигунських пристрастей» зможуть назвати без заминки всіх виконавців ролі суперагента Интеллидженс Сервіс в хронологічному порядку. І вже зовсім фанати згадають цей не зовсім звичайний гаджет. А разом з тим, і в цій області не обійшлося без цікавого збігу, якими так багатий наш світ. Венделл Мур, інженер компанії «Белл Аеросістемс» і однофамілець одного з найвідоміших виконавців зазначеної ролі, став винахідником і одного з екзотичних засобів пересування цього вічного персонажа - літаючого (а точніше, стрибає) ранця.

Конструктивно цей апарат так само простий, як і фантастичний. Основу складали три балони: один зі стисненим до 40 атм. азотом (показаний жовтим кольором) і два з перекисом водню (синій колір). Пілот повертає ручку управління тягою і клапан-регулятор (3) відкривається. Стиснутий азот (1) витісняє рідку перекис водню (2), яка по трубках надходить в газогенератор (4). Там вона вступає в контакт з каталізатором (тонкі срібні пластини, покриті шаром нітрату самарію) і розкладається. Новоутворена парогазова суміш високого тиску і температури надходить в дві труби, що виходять з газогенератора (труби покриті шаром утеплювача, щоб скоротити втрати тепла). Потім гарячі гази надходять в поворотні реактивні сопла (сопло Лаваля), де спочатку прискорюються, а потім розширюються, набуваючи надзвукову швидкість і створюючи реактивну тягу.

Регулятори тяги і маховички управління соплами змонтовані в коробочці, укріпленої на грудях пілота і з'єднані з агрегатами за допомогою тросів. Якщо потрібно повернути в сторону, пілот обертав один з маховичков, відхиляючи одне сопло. Для того, щоб летіти вперед або назад, пілот обертав обидва маховичка одночасно.

Так це виглядало в теорії. Але на практиці, як це часто бувало в біографії перекису водню, все вийшло не зовсім так. А точніше, зовсім не так: ранець так і не зміг зробити нормального самостійного польоту. Максимальна тривалість польоту ракетного ранця становила 21 секунду, дальність 120 метрів. При цьому ранець супроводжувала ціла команда обслуговуючого персоналу. За один двадцатісекундний політ витрачалося до 20 літрів перекису водню. На думку військових, «Bell Rocket Belt» був скоріше ефектною іграшкою, ніж ефективним транспортним засобом. Витрати армії за контрактом з «Белл Аеросістемс» склали 150 000 доларів, ще 50 000 доларів витратила сама «Белл». Від подальшого фінансування програми військові відмовилися, контракт був закінчений.

І все ж битися з «ворогами свободи і демократії» йому все-таки вдалося, але тільки не в руках «синів Дяді Cема», а за плечима кіно-екстра-суперрозвідника. А ось якою буде його подальша доля, автор робити припущень не буде: невдячна це справа - майбутнє передбачати ...

Мабуть, в цьому місці розповіді про військову кар'єру цього звичайного і незвичайного речовини можна поставити крапку. Вона була, як в казці: і не довгою, і не короткою; і вдалою, і провальною; і багатообіцяючою, і безперспективною. Йому пророкували велике майбутнє, намагалися використовували у багатьох енерговиделяющіх установках, розчаровувалися і знову поверталися. Загалом, все як у житті ...

література
1. Альтшуллер Г.С., Шапіро Р.Б. Окислена вода // «Техника - молодежи». 1985. №10. С. 25-27.
2. Шапіро Л.С. Цілком таємно: вода плюс атом кисню // Хімія і життя. 1972. №1. С. 45-49 (http://www.nts-lib.ru/Online/subst/ssvpak.html)
3. http://www.submarine.itishistory.ru/1_lodka_27.php).
4. Веселов П. «Судження про цю справу відкласти ...» // Техника - молодежи. 1976. №3. С. 56-59.
5. Шапіро Л. В надії на тотальну війну // «Техника - молодежи». 1972. №11. С. 50-51.
6. Зіглер М. Льотчик-винищувач. Бойові операції «Ме-163» / Пер. з англ. Н.В. Гасанова. М .: ЗАТ «Центрполиграф», 2005.
7. Ірвінг Д. Зброя відплати. Балістичні ракети Третього Рейху: британська й німецька точка зору / Пер. з англ. Тобто Любовський. М .: ЗАТ «Центрполиграф», 2005.
8. Дорнбергер В. надзброї Третього Рейху. 1930-1945 / Пер. з англ. І.Є. Полоцька. М .: ЗАТ «Центрполиграф», 2004.
9. Капцов О..html.
10. http://www.u-boote.ru/index.html.
11. Дородних В.П., Лобашінскій В.А. Торпеди. Москва: ДОСААФ СРСР, 1986 (http://weapons-world.ru/books/item/f00/s00/z0000011/st004.shtml).
12. http://voenteh.com/podvodnye-lodki/podvodnoe-oruzhie/torpedy-serii-ffv-tp61.html.
13. http://f1p.ucoz.ru/publ/1-1-0-348.
14..html.
15. Щербаков В. Померти за імператора // Братик. 2011. №6 // http://www.bratishka.ru/archiv/2011/6/2011_6_14.php.
16. Іванов В.К., Кашкаров A.M., Ромасенко Е.Н., Толстіков Л.А. Турбонасосного агрегати ЖРД конструкції НВО «Енергомаш» // Конверсія в машинобудуванні. 2006. № 1 (http://www.lpre.de/resources/articles/Energomash2.pdf).
17. «Вперед, Британія! ..» // http://www.astronaut.ru/bookcase/books/afanasiev3/text/15.htm.
18. http://www.airbase.ru/modelling/rockets/res/trans/h2o2/whitehead.html.
19. http://www.mosgird.ru/204/11/002.htm.

Короткий зміст. У міру зменшення розмірів розробляються супутників все важче стає підбирати для них рухові установки (ДУ), що забезпечують необхідні параметри керованості і маневреності. На самих маленьких супутниках зараз традиційно використовують стиснений газ. Для підвищення ефективності, і при цьому зниження вартості в порівнянні з гідразіновимі ДУ пропонується використовувати перекис водню. Мінімальна токсичність і невеликі необхідні розміри установки дозволяють проводити багаторазові випробування в зручних лабораторних умовах. Описано досягнення в напрямку створення недорогих двигунів і баків для палива з самонаддувом.

Вступ

В останні роки відродився інтерес до використання концентрованої перекису водню в якості ракетного палива для двигунів самих різних масштабів. Перекис найбільш приваблива при використанні в нових розробках, де попередні технології не можуть конкурувати безпосередньо. Такими розробками якраз є супутники масою в 5-50 кг. Як однокомпонентне паливо, перекис володіє високою щільністю (\u003e 1300 кг / куб. М) і питомим імпульсом (УІ) в вакуумі близько 150 з [приблизно 1500 м / с]. Хоча це значно менше, ніж УІ гідразину, приблизно 230 з [близько 2300 м / с], спирт або вуглеводень в поєднанні з перекисом здатні підняти УІ до діапазону 250-300 з [приблизно від 2500 до 3000 м / с].

Ціна є тут важливим фактором, оскільки застосовувати перекис має сенс тільки якщо це дешевше, ніж побудувати зменшену версію класичної технології дистанційного керування. Здешевлення досить імовірно, якщо врахувати, що робота з отруйними компонентами здорожує розробку, перевірку і запуск системи. Наприклад, для випробування ракетних двигунів на отруйних компонентах існує всього кілька стендів, і їх число поступово зменшується. На відміну від цього, розробники мікросупутників можуть самі розробити свою власну перекисную технологію. Аргумент про безпеку палива особливо важливий при роботі з маловивченими варіантами систем. Робити такі системи набагато простіше, якщо є можливість проводити часті недорогі випробування. При цьому аварії і розливи компонентів ракетного палива повинні розглядатися як належне, точно так же, як, наприклад, аварійний останов комп'ютерної програми при її налагодженні. Тому при роботі з отруйними паливами стандартними є методи роботи, які віддають перевагу еволюційні, поступові зміни. Цілком можливо, що застосування менш токсичних палив в мікросупутників дозволить виграти від серйозних змін в конструкції.

Робота, описана нижче, є частиною більшої дослідницької програми, спрямованої на вивчення нових космічних технологій для невеликих масштабів застосування. Випробування проходять закінчені прототипи мікросупутників (1). Подібні теми, що заслуговують інтересу, включають невеликі ЖРД з насосною подачею палива для польотів на Марс, Місяць і назад при невеликих фінансових витратах. Такі можливості можуть бути дуже корисні для відправки невеликих дослідницьких апаратів на отлётние траєкторії. Метою даної статті є створення технології ДУ, яка використовує перекис водню і не вимагає дорогих матеріалів або методів розробки. Критерій ефективності в даному випадку - істотну перевагу над можливостями, наданими ДУ на стислому азоті. Акуратний аналіз потреб мікросупутників допомагає уникнути непотрібних вимог до системи, які підвищують її ціну.

Вимоги до рухової технології

якщо для електронних систем зазвичай характеристики вважаються заданими, то для ДУ це зовсім не так. Це стосується можливості зберігання на орбіті, різких включень і виключень, здатності витримувати довільно довгі періоди бездіяльності. З точки зору інженера-двигателистов визначення завдання включає розклад, що показує, коли і наскільки довго кожен двигун повинен працювати. Ця інформація може бути мінімальною, але вона в будь-якому випадку знижує інженерні складності і вартість. Наприклад, ДУ може бути випробувана за допомогою відносно недорогого обладнання, якщо для польоту не має значення дотримання часу роботи ДУ з точністю до мілісекунд.

Іншими умовами, зазвичай здорожує систему, можуть бути, наприклад необхідність точного передбачення тяги і питомої імпульсу. Традиційно, така інформація дозволяла застосовувати точно розраховані корекції швидкості з наперед заданим часом роботи ДУ. З огляду на сучасний рівень датчиків і обчислювальні можливості, доступні на борту супутника, має сенс проводити інтегрування прискорення до тих пір, поки не буде досягнуто заданий зміна швидкості. Спрощені вимоги дозволяють здешевити індивідуальні розробки. Вдається уникнути точної підгонки тисків і потоків, а також дорогих випробувань у вакуумній камері. Теплові умови вакууму, однак, все ж доводиться враховувати.

Найпростіший руховий маневр - включити двигун всього один раз, на ранній стадії роботи супутника. У цьому випадку початкові умови і час розігріву ДУ впливають найменше. Обнаружіми витоку палива до і після маневру не позначаться на результаті. Такий простий сценарій може бути важким з іншої причини, наприклад, через велику необхідного збільшення швидкості. Якщо необхідне прискорення є високим, то розміри двигуна і його маса стають ще більш важливими.

Найбільш складними завданнями роботи ДУ є десятки тисяч або більше коротких імпульсів, розділених годинами або хвилинами бездіяльності, протягом багатьох років. Перехідні процеси на початку і кінці імпульсу, теплові втрати в апараті, витоку палива - все це повинно бути мінімізовано або усунуто. Даний вид тяги є типовим для завдання 3-осной стабілізації.

Завданням проміжної складності можна вважати періодичні включення ДУ. Прикладами є зміни орбіт, компенсація атмосферних втрат, або періодичні зміни орієнтації супутника, стабілізованого обертанням. Такий режим роботи також зустрічається у супутників, які мають інерційні маховики або які стабілізовані гравітаційним полем. Такі польоти зазвичай включають короткі періоди високої активності ДУ. Це важливо, тому що гарячі компоненти палива будуть втрачати менше енергії під час таких періодів активності. При цьому можна використовувати більш прості пристрої, Ніж для тривалого підтримання орієнтації, тому такі польоти є хорошими кандидатами на використання недорогих рідинних ДУ.

Вимоги, що пред'являються до розробляється двигуну

Вимоги щодо терміну служби також обмежують допустимі масу і розміри рухової установки. Наприклад, в разі однокомпонентного палива додавання каталізатора може збільшити термін служби. Двигун системи орієнтації може працювати в сумі кілька годин за час всього терміну служби. Однак баки супутника можуть спорожніти за хвилини, якщо потрібно досить велика зміна орбіти. Для запобігання витоку і забезпечення щільного закриття вентиля навіть після багатьох пусків в лініях ставлять поспіль кілька вентилів. Додаткові вентилі можуть бути невиправдані для малих супутників.

Мал. 1 показує, що рідинні двигуни не завжди можна зменшити пропорційно, для використання для малих систем тяги. великі двигуни зазвичай піднімають в 10 - 30 разів більше своєї ваги, і це число збільшується до 100 для двигунів ракет-носіїв з насосною подачею палива. Однак найменші рідинні двигуни не можуть навіть підняти свою вагу.

Двигуни для супутників важко зробити маленькими.

Навіть якщо невеликий існуючий двигун досить легкий, щоб служити як основний двигун маневрування для мікросупутника, вибрати набір з 6-12 рідинних двигунів для 10-кілограмового апарату практично неможливо. Тому мікросупутники використовують для орієнтації стиснений газ. Як показано на рис. 1, існують газові двигуни з співвідношенням тяги до маси такої ж, як у великих ракетних двигунів. газові двигуни являють собою просто соленоїдний вентиль з соплом.

До того ж до вирішення проблеми маси рухової установки, системи на стиснутому газі дозволяють отримувати більш короткі імпульси, ніж рідинні двигуни. Це властивість важливо для безперервного підтримки орієнтації протягом довгих польотів, як показано в Додатку. У міру зменшення розмірів космічних апаратів все більш короткі імпульси можуть бути цілком достатні для підтримки орієнтації із заданою точністю для даного терміну служби.

Хоча системи на стиснутому газі виглядають в цілому найкращим чином для застосування на невеликих космічних апаратах, ємності для зберігання газу займають досить великий обсяг і важать досить багато. Сучасні композитні баки для зберігання азоту, розроблені для невеликих супутників, важать приблизно стільки ж, скільки сам азот, укладений в них. Для порівняння, баки для рідких палив в космічних кораблях можуть зберігати паливо масою до 30 мас баків. З огляду на вагу як баків, так і двигунів, було б дуже корисним зберігати паливо в рідкій формі, і перетворювати його в газ для розподілу між різними двигунами системи орієнтації. Такі системи були розроблені для використання гідразину в коротких суборбітальних експериментальних польотах.

Перекис водню як ракетне паливо

Концентрування і очищення

Для використання в даному проекті 35% перекис купується в поліетиленових контейнерах об'ємом в 1 галон. Спочатку вона концентрується до 85%, потім очищається на установці, показаній на рис. 2. Цей варіант раніше використаного методу спрощує схему установки і зменшує необхідність очищення скляних частин. Процес автоматизований, так що для отримання 2 літрів перекису в тиждень потрібно тільки щоденне наповнення і спорожнення судин. Звичайно, ціна за літр виходить високою, але повна сума все ще виправдана для невеликих проектів.

Спочатку в двох літрових склянках на електроплитках в витяжній шафі випарюють більшу частину води протягом контрольованого таймером періоду в 18 годин. Обсяг рідини в кожній склянці зменшується вчетверо, до 250 мл, або приблизно 30% початкової маси. При випаровуванні втрачається чверть вихідних молекул перекису. Швидкість втрат зростає з концентрацією, так що для даного методу практичним межею концентрації є 85%.

Установка зліва - це комерційно доступний роторний вакуумний випарник. 85% розчин, який має приблизно 80 ppm сторонніх домішок, нагрівається кількостями по 750 мл на водяній бані при 50C. В установці підтримується вакуум не вище 10 мм рт. ст., що забезпечує швидку перегонку протягом 3-4 годин. Конденсат стікає в ємність зліва внизу з втратами менше 5%.

Ванна з водоструминним насосом видно за випарником. У ній встановлено два електронасоса, один з яких подає воду на водоструминний насос, а другий циркулює воду через морозильник, водяний холодильник роторного випарника і саму ванну, підтримуючи температуру води тільки трохи вище нуля, що покращує як конденсацію парів в холодильнику, так і вакуум в системі. Пари перекису, які не сконденсувати на холодильнику, потрапляють в ванну і розлучаються до безпечної концентрації.

Чистий перекис водню (100%) значно щільніше води (в 1,45 рази при 20C), так що плаваючий скляний ареометр (в діапазоні 1,2-1,4) зазвичай визначає концентрацію з точністю до 1%. Як куплена початково перекис, так і дистильований розчин були проаналізовані на вміст домішок, як показано в табл. 1. Аналіз включав плазменно-емісійну спектроскопію, іонну хроматографію і вимір повного змісту органічного вуглецю (total organic carbon - TOC). Зауважимо, що фосфат і олово є стабілізаторами, вони додані у вигляді солей калію і натрію.

Таблиця 1. Аналіз розчину перекису водню

Заходи безпеки при поводженні з перекисом водню

Дія на очі і легені більш небезпечно. На щастя, тиск парів перекису досить низьке (2 мм рт. Ст. При 20C). Витяжна вентиляція легко підтримує концентрацію нижче межі для дихання в 1 ppm, встановленого OSHA. Перекис можна переливати між відкритими контейнерами над піддонами на випадок розливу. Для порівняння, N2O4 і N2H4 повинні постійно перебувати в запечатаних судинах, при роботі з ними часто використовується спеціальний дихальний апарат. Це відбувається через їх значно більше високого тиску парів і граничної концентрації в повітрі в 0,1 ppm для N2H4.

Змивання розлитої перекису водою робить її безпечною. Що стосується вимог до захисного одягу, то незручні костюми можуть збільшити ймовірність протоки. При роботі з невеликими кількостями, можливо, важливіше дотримуватися питань зручності. Наприклад, робота вологими руками виявляється розумною альтернативою роботі в рукавичках, які можуть навіть пропускати бризки, якщо вони протікають.

Хоча рідка перекис не розкладається в масі при дії джерела вогню, пари концентрованої перекису можуть здетонувати при незначному впливі. Ця потенційна небезпека ставить межу обсягами виробництва установки, описаної вище. Розрахунки і вимірювання показують дуже високу ступінь безпеки тільки для даних невеликих обсягів виробництва. На рис. 2 повітря втягується в горизонтальні вентиляційні щілини, що знаходяться за апаратом, при 100 cfm (кубічних футів в хвилину, приблизно 0,3 куб. М в хвилину) уздовж 6 футів (180 см) лабораторного столу. Концентрація парів нижче 10 ppm була виміряна безпосередньо над концентрує склянками.

Утилізація невеликих кількостей перекису після розведення їх водою не призводить до наслідків для навколишнього середовища, хоча це і суперечить найбільш суворої трактуванні правил утилізації небезпечних відходів. Перекис - окислювач, і, отже, потенційно вогненебезпечна. При цьому, однак, необхідна наявність горючих матеріалів, і занепокоєння не є виправданим при роботі з невеликими кількостями матеріалів через розсіювання тепла. Наприклад, мокрі плями на тканинах або пухкому папері зупинять небошое полум'я, оскільки перекис володіє високою питомою теплоємністю. Контейнери для зберігання перекису повинні мати вентилюючі отвори або запобіжні клапани, оскільки поступове розкладання перекису на кисень і воду підвищує тиск.

Сумісність матеріалів і розпад при зберіганні

Історичні роботи включають експерименти на сумісність із зразками матеріалів, що проводяться в скляних судинах з концентрованою перекисом. В підтримку традиції, із зразків для тестування були зроблені невеликі запечатані судини. Спостереження за зміною тиску і масою судин показують швидкість розкладання і витоку перекису. На додаток до цього можливе збільшення обсягу або ослаблення матеріалу стає помітним, так як стінки судини зазнають утисків.

Фторополімери, такі як політетрафторетилен (PTFE - polytetrafluroethylene), поліхлоротріфторетілен (PCTFE - polychlorotrifluroethylene) і фторид полівінілідена (PVDF - polyvinylidene fluoride) не розкладаються під дією перекису. Вони також призводять до уповільнення розкладання перекису, так що ці матеріали можна використовувати для покриття баків, або проміжних ємностей, якщо в них потрібно зберігати паливо протягом декількох місяців або років. Аналогічним чином ущільнювачі з фтороеластомера (зі стандартного "Витона") і фтор мастила цілком підходять для тривалого контакту з перекисом. Полікарбонатний пластик на диво не піддається впливу концентрованої перекису. Цей матеріал, що не утворює осколків, використовується всюди, де необхідна прозорість. Ці випадки включають створення прототипів зі складною внутрішньою структурою і баків, в яких необхідно бачити рівень рідини (див. Рис. 4).

Розкладання при контакті з матеріалом Al-6061-T6 всього в кілька разів швидше, ніж з найбільш сумісними алюмінієвими сплавами. Цей сплав міцний і легкодоступний, в той час як найбільш сумісні сплави володіють недостатньою міцністю. Відкриті чисто алюмінієві поверхні (тобто Al-6061-T6) зберігаються протягом багатьох місяців при контакті з перекисом. Це при тому, що вода, наприклад, окисляє алюміній.

Всупереч історично сформованим рекомендацій, складні операції з очищення, використовують шкідливі для здоров'я чистячі засоби, не є необхідними для більшості застосувань. Більшість частин апаратів, які використовуються в даній роботі з концентрованою перекисом, просто змивалися водою з пральним порошком при температурі 110F. Попередні результати показують, що подібний підхід дайте майже такі ж гарні результати, як і рекомендовані процедури з очищення. Зокрема, промивка судини з PVDF протягом доби 35% -ної азотної кислотою зменшує швидкість розкладання всього на 20% протягом 6-місячного періоду.

Легко обчислити, що розкладання одного відсотка перекису, що міститься в закритій посудині з 10% вільного об'єму, піднімає тиск до майже 600psi (фунтів на квадратний дюйм, тобто приблизно 40 атмосфер). Це число показує, що зменшення ефективності перекису при зниженні її концентрації значно менш важливо, ніж міркування безпеки при зберіганні.

Планування космічних польотів з використанням концентрованої перекису вимагає всебічного розгляду можливої \u200b\u200bнеобхідності скидання тиску шляхом вентиляції баків. Якщо робота рухової системи починається протягом днів або тижнів з моменту старту, необхідний порожній обсяг баків може відразу вирости в кілька разів. Для таких супутників має сенс робити суцільнометалеві баки. Період зберігання, зрозуміло, включає в себе час, що відводиться на передпольотної операції.

На жаль, формальні правила роботи з паливом, які були розроблені з урахуванням застосування високотоксичних компонентів, зазвичай забороняють системи автоматичної вентиляції на польотний обладнанні. Зазвичай використовуються дорогі системи стеження за тиском. Ідея підвищення безпеки забороною вентиляційних клапанів суперечить нормальній "земної" практиці при роботі з рідинними системами, що знаходяться під тиском. Це питання може бути доведеться переглянути в залежності від того, яка ракета-носій використовується при старті.

При необхідності розкладання перекису може підтримуватися на рівні 1% в рік або нижче. На додаток до сумісності з матеріалами баків, коефіцієнт розкладання сильно залежить від температури. Може виявитися можливим зберігати перекис необмежено довго в космічних польотах, якщо вдасться її заморожувати. Перекис не має права продовжувати при замерзанні і не створює загрози для клапанів і труб, як це відбувається з водою.

Оскільки перекис розкладається на поверхнях, збільшення відносини обсягу до поверхні може підвищити термін зберігання. Порівняльний аналіз із зразками в 5 куб. см і 300 куб. см підтверджують цей висновок. Один експеримент з 85% перекисом в ємності в 300 куб. см., зробленої з PVDF, показав коефіцієнт розкладання при 70F (21C) в 0,05% в тиждень, або 2,5% в рік. Екстраполяція до 10-літрових баків дає результат приблизно в 1% в рік при 20C.

В інших порівняльних експериментах з використанням PVDF або покриті PVDF на алюмінії, перекис, що має 80 ppm стабілізуючих добавок, розкладалася всього на 30% повільніше, ніж очищена перекис. Це насправді добре, що стабілізатори не сильно підвищують термін зберігання перекису в баках при довгих польотах. Як показано в наступному розділі, ці добавки досить сильно заважають використанню перекису в двигунах.

Розробка двигунів

Каталізатор на основі срібла

Склад поверхні і механізм роботи каталізатора повністю неясні, як випливає з безлічі необ'ясняемих і суперечливих тверджень в літературі. Каталітична активність поверхні чистого срібла може бути посилена нанесенням нітрату самарію з подальшим прожарюванням. Ця речовина розкладається на оксид самарію, але може також окисляти срібло. Інші джерела на додаток до цього посилаються на обробку чистого срібла азотною кислотою, яка розчиняє срібло, але також і є окислювачем. Ще більш простий спосіб заснований на тому, що чисто срібний каталізатор може підвищувати свою активність при використанні. Це спостереження було перевірено і підтверджено, що призвело до використання каталізатора без нітрату самарію.

Оксид срібла (Ag2O) має коричнево-чорний колір, а перекис срібла (Ag2O2) має сіро-чорний колір. Ці кольори з'являлися один за іншим, показуючи, що срібло поступово окислюється все більше. Самий темний колір відповідав найкращому дії каталізатора. Крім того, поверхня виявлялася все більш нерівній в порівнянні зі "свіжим" сріблом при аналізі під мікроскопом.

Був знайдений простий метод перевірки активності каталізатора. Окремі гуртки срібною сітки (діаметр 9/16 дюйма [приблизно 14 мм] накладалися на краплі перекису на сталевий поверхні. Тільки що куплена срібна сітка викликала повільне "шипіння". Найбільш активний каталізатор багаторазово (10 разів) викликав потік пари протягом 1 секунди.

Це дослідження не доводить, що окислене срібло є каталізатором, або що спостережуване потемніння викликане головним чином окисленням. Достойно також згадки те, що обидва оксиду срібла, як відомо, розкладаються при відносно невисоких температурах. Надлишок кисню під час роботи двигуна, однак, може змістити рівновагу реакції. Спроби експериментально з'ясувати важливість окислення і нерівностей поверхні однозначного результату не дали. Спроби включали аналіз поверхні за допомогою рентгенівського фотоелектронного спектроскопа (X-ray Photoelectron Spectroscopy, XPS), також відомого як електронний спектроскопічний хімічний аналізатор (Electron Spectroscopy Chemical Analysis, ESCA). Були також зроблені спроби виключити ймовірність забруднення поверхні у свіжокуплені срібних сіток, що погіршувало каталітичну активність.

Незалежні перевірки показали, що ні нітрат самарію, ні його твердий продукт розкладання (що є, ймовірно, оксидом) НЕ каталізують розкладання перекису. Це може означати, що обробка нітратом самарію може працювати за допомогою окислення срібла. Однак, також є версія (без наукового обґрунтування), що обробка нітратом самарію запобігає прилипання бульбашок газоподібних продуктів розкладання до поверхні каталізатора. У даній роботі в кінцевому підсумку розробка легких двигунів була визнана більш важливою, ніж рішення головоломок каталізу.

схема двигуна

Замість цього в даній роботі були отримані непогані результати при використанні камер двигуна, зроблених з бронзи (мідний сплав C36000) на токарному верстаті. Бронза легко обробляється, і до того ж її коефіцієнт теплового розширення близький до коефіцієнта срібла. При температурі розкладання 85% перекису, близько 1200F [приблизно 650C], бронза має відмінну міцність. Ця відносно невисока температура дозволяє також використовувати алюмінієвий інжектор.

Такий вибір легко оброблюваних матеріалів і концентрації перекису, легко досяжною в лабораторних умовах представляється досить вдалим поєднанням для проведення експериментів. Зауважимо, що використання 100% перекису призвело б до розплавлення як каталізатора, так і стінок камери. Наведений вибір вдає із себе компроміс між ціною і ефективністю. Варто відзначити, що бронзові камери використовуються на двигунах РД-107 і РД-108, що застосовуються на такому успішному носії як Союз.

На рис. 3 показаний легкий варіант двигуна, який прівінчівается безпосередньо до основи рідинного клапана невеликого маневрує апарату. Зліва - 4-грамовий алюмінієвий інжектор з фтореластомерним ущільнювачем. 25-грамовий срібний каталізатор розділений, щоб можна було його показати з різних сторін. Праворуч - 2-грамова пластина, що підтримує катализаторную сітку. Повна маса частин, показаних на малюнку - приблизно 80 грам. Один з таких двигунів був використаний для наземних випробувань управління 25-кілограмовим дослідницьким апаратом. Система працювала відповідно до дизайну, включаючи використання 3,5 кілограмів перекису без видимої втрати якості.

150-грамовий комерційно доступний соленоїдний вентиль прямої дії, який має отвір в 1,2 мм і 25-омную котушку, керовану джерелом в 12 вольт, показав задовільні результати. Поверхні вентиля, що вступають в контакт з рідиною, складаються з нержавіючої сталі, алюмінію і Витона. Повна маса вигідно відрізняється від маси понад 600 грам для 3-фунтового [приблизно 13Н] двигуна, використаного для підтримки орієнтації ступені Центавр до 1984 року.

тестування двигуна

Мал. 4 показує установку, готову для проведення експерименту. Безпосередні експерименти в лабораторних умовах виявляються можливими через використання досить нешкідливого палива, низьких значень тяги, роботи при нормальних кімнатних умовах і атмосферному тиску, і застосування простих приладів. Захисні стінки установки зроблені з полікарбонатних листів товщиною в півдюйма [приблизно 12 мм], які встановлені на алюмінієвій рамі, в умовах хорошої вентиляції. Панелі були випробувані на розламується зусилля в 365.000 Н * с / м ^ 2. Наприклад, осколок в 100 грам, рухаючись з надзвуковою швидкістю в 365 м / с, зупиниться, якщо площа удару 1 кв. см.

На фотографії камера двигуна орієнтована вертикально, трохи нижче витяжної труби. Датчики тиску на вході в інжектор і тиску всередині камери знаходяться на платформі ваг, які вимірюють тягу. Цифрові індикатори часу роботи і температури знаходяться зовні стінок установки. Відкриття головного клапана включає невеликий масив індикаторів. Запис даних ведеться шляхом установки всіх індикаторів в полі видимості відеокамери. Остаточні вимірювання були проведені за допомогою термочутливого крейди, яким провели лінію уздовж довжини камери каталізу. Зміна кольору відповідало температурі понад 800 F [приблизно 430C].

Ємність з концентрованою перекисом знаходиться зліва від ваг на окремій опорі, так що зміна маси палива не впливає на вимірювання тяги. За допомогою еталонних гир було перевірено, що трубки, що підводять перекис до камери, досить гнучкі для досягнення точності вимірювання в межах 0,01 фунта сили [приблизно 0,04Н]. Ємність для перекису була виготовлена \u200b\u200bз великою полікарбонатною труби і калібрувати так, що зміна рівня рідини може використовуватися для обчислення УІ.

параметри двигуна

Початковий короткочасний пуск проводився для уникнення "вологого" старту, при якому з'являвся видимий вихлоп. Зазвичай початковий пуск проводився протягом 5 с при витраті<50%, но вполне хватало бы и 2 с. Затем шёл основной прогон в течение 5-10 с, достаточных для полного прогрева двигателя. Результаты показывали температуру газа в 1150F , что находится в пределах 50F от теоретического значения. 10-секундные прогоны при постоянных условиях использовались для вычисления УИ. Удельный импульс оказывался равным 100 с , что, вероятно, может быть улучшено при использовании более оптимальной формы сопла, и, особенно, при работе в вакууме.

Довжина срібного каталізатора була успішно зменшена з консервативних 2,5 дюймів [приблизно 64 мм] до 1,7 дюймів [приблизно 43 мм]. Остаточна схема двигуна мала 9 отворів діаметром 1/64 дюйма [приблизно 0,4 мм] в плоскій поверхні інжектора. Критичне перетин розміром 1/8 дюйма дозволило отримати тягу в 3,3 фунта сили при тиску в камері 220 psig і різницею тисків 255 psig між вентилем і критичним перетином.

Дистильоване паливо (табл. 1) давало стабільні результати і стійкі виміри тиску. Після прогону 3 кг палива і 10 стартів, точка з температурою в 800F перебувала на камері на відстані в 1/4 дюйма від поверхні інжектора. При цьому, для порівняння, час працездатності двигуна при 80 ppm домішок була неприйнятною. Коливання тиску в камері на частоті 2 Гц досягли значення 10% після витрачання всього 0,5 кг палива. Точка температури 800F відійшла на відстань понад 1 дюйма від інжектора.

Кілька хвилин в 10% азотній кислоті відновили каталізатор до хорошого стану. Незважаючи на те, що при цьому, разом із забрудненнями, було розчинено деяку кількість срібла, активність каталізатора була краще, ніж після обробки азотною кислотою нового, ще не використовувався каталізатора.

Слід зазначити, що, хоча час розігріву двигуна обчислюється секундами, значно коротші импулься можливі, якщо двигун уже розігрітий. Динамічний відгук рідинної підсистеми тяги масою в 5 кг на лінійній ділянці показав час імпульсу коротше, ніж в 100 мс, з переданим імпульсом близько 1 Н * с. Зокрема, зсув був приблизно +/- 6 мм при частоті в 3 Гц, з обмеженням, що задається системі швидкістю управління.

Варіанти побудови ДУ

традиційні схеми

Варіант B є найбільш простий рідинної схемою, і був багато разів випробуваний в польотах з гідразином в якості палива. Газ, що підтримує тиск в баку, зазвичай займає чверть бака під час старту. Газ поступово розширюється під час польоту, так що говорять, що тиск "видувається". Однак падіння тиску знижує як тягу, так і УІ. Максимальний тиск рідини в баку має місце під час запуску, що збільшує масу баків з міркувань безпеки. Недавній приклад - апарат Лунар Проспектор, який мав приблизно 130 кг гідразину і 25 кг маси ДУ.

Варіант C широко використовується з традиційними отруйними однокомпонентними і двокомпонентними паливами. Для самих маленьких супутників потрібно додавати ДУ на стиснутому газі для підтримки орієнтації, як описувалося вище. Наприклад, додавання ДУ на стиснутому газі до варіанту C призводить до варіанту D. Рухові системи даного типу, що працюють на азоті і концентрованої перекису, були побудовані в Лоуренсовской Лабораторії (LLNL), щоб можна було безпечно відчувати системи орієнтації прототипів мікросупутників, що працюють на неотруйних паливах .

Підтримка орієнтації за допомогою гарячих газів

Для подальшого зменшення маси апаратури і спрощення системи зберігання бажано взагалі уникнути ємностей зберігання газу. Варіант F потенційно є цікавим для мініатурних систем на перекису. Якщо до початку роботи потрібно тривале зберігання палива на орбіті, то система може стартувати без початкового тиску. Залежно від вільного місця в баках, розміру баків і їх матеріалу система може бути розрахована на накачування тиском в зумовлений момент в польоті.

У варіанті D є два незалежних джерела палива, для маневрування і підтримки орієнтації, що змушує окремо заздалегідь враховувати витрату для кожної з цих функцій. Системи E і F, які виробляють гарячий газ для підтримки орієнтації з палива, використовуваного для маневрування, мають велику гнучкість. Наприклад, невикористане при маневруванні паливо може бути вжито на продовження терміну служби супутника, з яким потрібно підтримувати свою орієнтацію.

Ідеї \u200b\u200bсамонаддува

Варіанти G і H можна назвати рідинними системами "гарячого газу під тиском", або "видування-наддуву", а також "газу з рідини" або "самонаддува". Для керованого наддуву бака відпрацьованим паливом потрібно можливість підвищувати тиск.

Варіант G використовує бак з мембраною, що відхиляється тиском, так що спочатку тиск рідини вище тиску газу. Цього можна домогтися за допомогою диференціального клапана або еластичною діафрагми, яка розділяє газ і рідина. Може використовуватися і прискорення, тобто гравітація в наземних цілях або відцентрова сила в обертовому космічному апараті. Варіант H працює з будь-яким баком. Спеціальний насос для підтримки тиску забезпечує циркуляцію через газогенератор і назад до вільного об'єму в баку.

В обох випадках рідинний регулятор запобігає появі зворотного зв'язку і виникнення довільно високого тиску. Для нормальної роботи системи потрібен додатковий клапан, включений послідовно з регулятором. Надалі він може використовуватися для управління тиском в системі в межах до тиску встановлюється регулятором. Наприклад, маневри зі зміни орбіти будуть проводитися при повному тиску. Зменшений тиск дозволить домогтися більш акуратного підтримки орієнтації по 3 осях, при цьому зберігаючи паливо для продовження терміну служби апарату (див. Додаток).

Протягом багатьох років проводилися експерименти з насосами разностной площі як в насосах, так і в баках, і існує безліч документів, що описують такі конструкції. У 1932 р Роберт Х. Годдард і ін. Побудував насос, що приводиться в дію машиною, для керування рідким і газоподібним азотом. Кілька спроб було зроблено між 1950 і 1970 рр., В яких розглядалися варіанти G і H для атмосферних польотів. Ці спроби зменшення обсягу проводилися з метою зменшити лобовий опір. Роботи ці були згодом припинені з повсюдним розвитком твердопаливних ракет. Порівняно недавно проводилися роботи над системами з самонаддувом, що використовують гідразин і диференціальні клапани, з деякими нововведеннями для специфічних застосувань.

Рідинні системи зберігання палива з самонаддувом не розглядалися всерйоз для довготривалих польотів. Є кілька технічних причин, за якими для того, щоб розробити вдалу систему, має бути забезпечено добре передбачувані властивості тяги протягом всього терміну служби ДУ. Наприклад, каталізатор, підвішений в газі, що забезпечує наддув, може розкласти паливо всередині бака. Буде потрібно поділ баків, як у варіанті G, щоб домогтися працездатності в польотах, які потребують тривалого періоду спокою після початкового маневрування.

Робочий цикл тяги теж є важливим з теплових міркувань. На рис. 5G і 5H тепло, що виділяється при реакції в газогенераторе, втрачено в оточуючих частинах в процесі тривалого польоту при рідкісних включених ДУ. Це відповідає використанню м'яких ущільнювачів для систем гарячого газу. Високотемпературні металеві ущільнювачі імеею великий витік, але вони будуть потрібні тільки якщо робочий цикл ДУ є напруженим. Питання про товщину теплоізоляції і теплоємності компонентів потрібно розглядати, добре уявляючи собі передбачуваний характер роботи ДУ під час польоту.

Двигуни з насосною подачею

Хоча рис. 5J кілька спрощений, він включений тут для того, щоб показати, що це зовсім інший варіант, ніж варіант H. В останньому випадку насос використовується як допоміжний механізм, і вимоги до насоса відрізняються від насоса двигуна.

Триває робота, спрямована в тому числі на випробування ракетних двигунів, що працюють на концентрованої перекису і використовують насосні агрегати. Можливо, що легко неповторним недорогі випробування двигунів, що використовують нетоксичний паливо, дозволять досягти ще більш простих і надійних схем, ніж було досягнуто раніше при використанні насосних гідразінових розробок.

Прототип системи самонаддува бака

Мал. 6 зображує недороге випробувальне обладнання, яке використовує Діференціальний клапанний насос, зроблений з відрізка алюмінієвої труби діаметром 3 дюйми [приблизно 75 мм] з товщиною стінки 0,065 дюйма [приблизно 1.7 мм], затиснутий на кінцях між кільцями ущільнювачів. Сварка тут відсутня, що спрощує перевірку системи після випробувань, зміна конфігурації системи, а також знижує вартість.

Ця система з самонаддувом концентрованої перекису випробовувалася з використанням соленоїдних вентилів, доступних у продажу, і недорогих інструментів, як і при розробці двигуна. Орієнтовна діаграма системи зображена на рис. 7. На додаток до термопарі, занурюваної в газ, температура також мірялася на баку і газогенераторе.

Бак влаштований так, що тиск рідини в ньому трохи вище, ніж тиск газу (???). Численні пуски були проведені з використанням початкового тиску повітря в 30 psig [приблизно 200 кПа]. Коли керуючий вентиль відкривається, потік через газогенератор подає пар і кисень в канал підтримки тиску в баку. Перший порядок позитивного зворотного зв'язку системи призводить до експоненціального зростання тиску до тих пір, поки рідинний регулятор не закривається при досягненні 300 psi [приблизно 2 МПа].

Чутливість до вхідного тиску неприпустима для регуляторів тиску газу, які використовуються в даний час на супутниках (рис. 5A і C). У рідинної системі з самонаддувом вхідний тиск регулятора залишається у вузькому діапазоні. Таким чином вдається уникнути багатьох складнощів, властивих звичайним схемам регуляторів, що використовуються в аерокосмічній промисловості. Регулятор масою 60 грам має всього 4 рухомих частини, не рахуючи пружин, ущільнювачів і гвинтів. Регулятор має гнучкий ущільнювач для закриття при перевищенні тиску. Ця проста осесиметрична схема виявляється достатньої через те, що не потрібно підтримувати тиск в певних межах на вході в регулятор.

Газогенератор також спрощується завдяки невисоким вимогам до системи в цілому. При різниці тисків в 10 psi потік палива досить малий, що дозволяє використовувати найпростіші схеми інжекторів. Крім того, відсутність запобіжного вентиля на вході в газогенератор призводить тільки до невеликих вібрацій порядку 1 Гц в реакції розкладання. Відповідно, порівняно невеликий зворотний потік під час початку роботи системи нагріває регулятор не вище 100F.

Початкові випробування не використовували регулятор; при цьому було показано, що тиск в системі можна підтримувати будь-яким в межах від допустимого тертям ущільнювача до обмежувача безпечного тиску в системі. Така гнучкість системи може використовуватися для зменшення потрібної тяги системи орієнтації протягом більшої частини терміну служби супутника, з причин, вказаних вище.

Одним з спостережень, які здаються очевидними згодом, було те, що бак нагрівається сильніше, якщо в системі відбуваються низькочастотні коливання тиску при управлінні без встановленого коефіцієнту. Запобіжний вентиль на вході в бак, де подається стиснений газ, міг би усунути додатковий потік тепла, що відбувається через коливання тиску. Цей вентиль також не дав би баку накопичувати тиск, але це не обов'язково важливо.

Хоча алюмінієві частини плавляться при температурі розкладання 85% перекису, температура трохи знижується через втрати тепла і уривчастості потоку газу. Бак, показаний на фотографії, мав температуру помітно нижче 200F під час випробувань з підтриманням тиску. Одночасно з цим температура газу на виході перевищувала 400F під час досить енергійних перемикань клапана теплого газу.

Температура газу на виході важлива тому, що вона показує, що вода залишається в стані перегрітої пари всередині системи. Діапазон від 400F до 600F виглядає ідеальним, так як це досить холодно для дешевого легкого обладнання (алюміній і м'які ущільнювачі), і досить тепло, щоб отримати значну частину енергії палива, використовуваного для підтримання орієнтації апарату за допомогою газових струменів. Під час періодів роботи при зниженому тиску додатковою перевагою є те, що мінімальна температура. необхідна для уникнення конденсації вологи, також знижується.

Для роботи якомога довше в допустимих межах температури такі параметри, як товщина теплоізоляції і загальна теплоємність конструкції потрібно підганяти під конкретний профіль тяги. Як і очікувалося, після випробувань в баку було виявлено сконденсованих вода, але ця невикористана маса становить невелику частину повної маси палива. Навіть якщо вся вода з потоку газу, що використовується для орієнтації апарата, сконденсіруется, все одно 40% маси палива буде газоподібним (для 85% перекису). Навіть цей варіант виявляється краще, ніж використовувати стиснутий азот, так як вода легше, ніж дорогий сучасний бак для азоту.

Випробувально обладнання, показане на рис. 6, очевидно, далеко від того, щоб називатися закінченою системою тяги. Рідинні двигуни приблизно того ж типу, що описаний в даній статті, можуть бути, наприклад, підключені до вихідного роз'єму бака, як показано на рис. 5G.

Плани на наддув насосом

Планується використовувати пару насосних камер, що працюють по черзі, замість мінімально необхідної однієї камери. Це дозволить забезпечити постійну роботу підсистеми орієнтації на теплому газі при постійному тиску. Завдання полягає в тому, щоб можна було підбирати бак, щоб зменшити масу системи. Насос буде працювати на частини газу з газогенератора.

дискусія

Ця стаття розглянула можливості використання перекису водню з використанням недорогих матеріалів і прийомів, які можна застосувати в малих масштабах. Отримані результати можуть бути застосовані також і до ДУ на однокомпонентному гідразин, а також і у випадках, коли перекис може служити окислювачем в неотруйних двокомпонентних комбінаціях. Останній варіант включає самозаймисті спиртові палива, описані в (6), а також рідкі і тверді вуглеводні, які спалахують при контакті з гарячим киснем, що виходять при розкладанні концентрованої перекису.

Щодо проста технологія роботи з перекисом, описана в цій статті, може безпосередньо використовуватися в експериментальних космічних апаратах та інших супутниках невеликих розмірів. Всього одне покоління назад низькі навколоземні орбіти і навіть глибокий космос досліджувалися за допомогою фактично нових і експериментальних технологій. Наприклад, система посадки місячного Сёрвейора включала численні м'які ущільнювачі, які можуть вважатися неприйнятними сьогодні, але були цілком адекватні поставленим завданням. В даний час багато наукових інструменти та електроніка сильно миниатюризировать, але технологія ДУ не відповідає запитам маленьких супутників або маленьких місячних посадкових зондів.

Ідея полягає в тому, що замовне обладнання може бути розроблено для конкретних застосувань. Це, звичайно, суперечить ідеї "успадкування" технологій, яка зазвичай превалює при виборі супутникових підсистем. Базою для такої думки служить припущення, що деталі процесів недостатньо добре вивчені, щоб розробляти і запускати абсолютно нові системи. Дана стаття була викликана думкою, що можливість частих недорогих експериментів дозволить дати необхідні знання конструкторам невеликих супутників. Разом з розумінням як потреб супутників, так і можливостей технологією приходить потенційне зниження непотрібних вимог до системи.

Подяки

Дослідження було частиною програми Клементина-2 і Програми Технологій мікросупутників в Лабораторії Лоуренса, за підтримки Дослідницької Лабораторії ВВС США. Дана робота використовувала кошти уряду США і була проведена в Національній Лабораторії Лоуренса в Ліверморі, університет Каліфорнії в рамках контракту W-7405-Eng-48 з Департаментом Енергетики США.