Техника и вооружение 2007 07 - [28]
Наряду с организацией процесса сгорания топлива сложности возникли с защитой конструкции двигателя от прогара. Стенки камеры выполнили в два слоя, между которыми пропускали спирт перед его подачей в форкамеры. Но этого жидкостного охлаждения (отработанного еще на поршневых двигателях) оказалось недостаточно, и на внутренней оболочке прорезали множество отверстий. Просачивающийся через них спирт образовывал пленку, быстрое испарение которой обеспечивало охлаждение стенок. До начала процесса сгорания топлива отверстия в камере были заполнены так называемым сплавом Вуда, состоящего наполовину из висмута, на четверть — из свинца, с включениями олова и кадмия. При температуре плавления этого сплава всего лишь 68 °C в камере отверстия во внутренней оболочке вскрывались практически мгновенно после воспламенения топлива, своевременно обеспечивая пленочное охлаждение стенок камеры.
Спиртовая пленка догорала уже за срезом сопла, поэтому факел двигателя был очень большим, длиннее корпуса ракеты. Без пленочного охлаждения он был бы в 2–3 раза короче. Выхлоп отработавшего в турбине газа поступал на теплообменник, в котором часть жидкого кислорода газифицировалась для обеспечения наддува бака. Бак со спиртом наддувался сжатым азотом. Перед стартом ракета заправлялась 3965 кг спиртового раствора и 4979 кг жидкого кислорода.
Низкая надежность зажигания компонентов в камере определила допустимость включения турбонасосного агрегата только после подтверждения осуществления этого процесса, иначе водопад не сгоревших, но готовых в любую минуту воспламениться компонентов залил бы стартовую площадку. Поэтому последовательность предпусковых операций предусматривала начальный этап работы двигателя на так называемой «предварительной ступени» с тягой всего около 7 т, когда в камере сгорания поджигалось и горело топливо, поступающее из баков самотеком, под действием силы тяжести. При этом, как и при последующей работе двигателя с подключенным турбонасосным агрегатом на так называемой «промежуточной ступени», его тяга не превышала веса ракеты. Только при дальнейшем переходе к работе двигателя на «главной ступени» с тягой 25 т ракета отрывалась от стартового стола. В результате снижения наружного атмосферного давления по мере набора высоты тяга возрастала до 30 т.
Блок гировертиканта, гирогоризонта и гироинтегратора ракеты А-4.
Гироинтегратор линейных ускорений.
Гирогоризонт.
Гировертикант.
Как двигательная установка, так и другие системы ракеты требовали в ходе предстартовой подготовки выдачи множества команд в строго определенной последовательности. Для этого немцами была разработана соответствующая автоматика с использованием элементной базы 1930-х гг., в основном разнообразных электромеханических реле. Если какая-нибудь из команд не отрабатывалась или выдавалась ошибочно, происходил так называемый «сброс схемы» — все реле переводились в исходное положение.
Другим, не столь очевидным следствием выбора жидкого топлива стало применение средств стабилизации или системы управления даже на экспериментальных ракетах, к которым вообще не предъявлялись требования по точности стрельбы. Дело в том, что вес жидкостных ракетных двигателей практически прямо пропорционален их тяге (для твердотопливных двигателей эта проблема менее актуальна). Поэтому те же «катюши» стартовали с перегрузками в десятки и даже сотни единиц, быстро набирая скорость, достаточную для обеспечения устойчивого полета за счет аэродинамических сил при наличии развитых хвостовых стабилизаторов. Здесь использовался принцип, успешно реализуемый на протяжении многих тысячелетий в стрелах, запускаемых из луков.
Для снижения веса конструкции жидкостного ракетного двигателя его тяга не более чем в два-три раза превышает вес ракеты. Поэтому еще в первых немецких ракетах на жидком топливе А-1 и А-2 для обеспечения стабилизации во всем диапазоне скоростей использовали силовые гироскопы, обеспечив вращение вокруг продольной оси одного из отсеков корпуса. Начиная с экспериментальной ракеты А-3 немцы стали оснащать свои изделия системами управления. Необходимые наработки для этого уже имелись. Еще в конце XIX века для удержания морских торпед на заданном курсе был изобретен «гироскопический прибор Обри». Американец Э. Сперри продемонстрировал автопилот с гироскопическими датчиками на всемирной Парижской выставке в 1914 г., еще до начала Первой мировой войны.
Напомним, что важнейшим свойством трехстепенного свободного гироскопа, вытекающим из фундаментального закона сохранения момента количества движения, является неизменность ориентации в пространстве оси его вращения. В чистом виде это свойство можно наблюдать разве что в невесомости. Но посредством системы кардановых подвесов можно достаточно сильно приблизить реальность к идеалу, создав так называемый трехстепенной гироскоп — устройство с тремя степенями свободы, позволяющее с высокой точностью замерять углы отклонения летательного аппарата относительно первоначально заданной оси гироскопа.
Намного более парадоксальным представляется свойство так называемого двухстепенного гироскопа. Приложив к оси чувствительности такого гироскопа момент, мы сместим направление оси вращения, но не в плоскости действия возмущения, а перпендикулярно ей.
