Гибридный ракетный двигатель своими руками
Обновлено: 07.07.2024
Вы знали, что если в согнутую дугой трубу положить сухого спирта, подуть воздухом из компрессора и подать газ из баллона, то она взбесится, будет орать громче взлетающего истребителя и краснеть от злости? Это образное, но весьма близкое к истине описание работы бесклапанного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя – настоящего реактивного двигателя, построить который под силу каждому.
Бесклапанный ПуВРД — удивительная конструкция. В ней нет движущихся частей, компрессора, турбины, клапанов. Простейший ПуВРД может обойтись даже без системы зажигания. Этот двигатель способен работать практически на чем угодно: замените баллон с пропаном канистрой с бензином — и он продолжит пульсировать и создавать тягу. К сожалению, ПуВРД оказались несостоятельными в авиации, но в последнее время их всерьез рассматривают как источник тепла при производстве биотоплива. И в этом случае двигатель работает на графитовой пыли, то есть на твердом топливе.
Наконец, элементарный принцип работы пульсирующего двигателя делает его относительно безразличным к точности изготовления. Поэтому изготовление ПуВРД стало излюбленным занятием для людей, неравнодушных к техническим хобби, в том числе авиамоделистов и начинающих сварщиков.
Несмотря на всю простоту, ПуВРД — это все-таки реактивный двигатель. Собрать его в домашней мастерской весьма непросто, и в этом процессе немало нюансов и подводных камней. Поэтому мы решили сделать наш мастер-класс многосерийным: в этой статье мы поговорим о принципах работы ПуВРД и расскажем, как изготовить корпус двигателя. Материал в следующем номере будет посвящен системе зажигания и процедуре запуска. Наконец, в одном из последующих номеров мы обязательно установим наш мотор на самодвижущееся шасси, чтобы продемонстрировать, что он действительно способен создавать серьезную тягу.
От русской идеи до немецкой ракеты
Чтобы работать было приятно и безопасно, мы предварительно очищаем листовой металл от пыли и ржавчины с помощью шлифовальной машинки. Края листов и деталей, как правило, очень острые и изобилуют заусенцами, поэтому работать с металлом надо только в перчатках.
Конечно же, речь идет о клапанных пульсирующих двигателях, принцип действия которых понятен из рисунка. Клапан на входе в камеру сгорания беспрепятственно пропускает в нее воздух. В камеру подается топливо, образуется горючая смесь. Когда свеча зажигания поджигает смесь, избыточное давление в камере сгорания закрывает клапан. Расширяющиеся газы направляются в сопло, создавая реактивную тягу. Движение продуктов сгорания создает в камере технический вакуум, благодаря которому клапан открывается, и в камеру всасывается воздух.
В отличие от турбореактивного двигателя, в ПуВРД смесь горит не непрерывно, а в импульсном режиме. Именно этим объясняется характерный низкочастотный шум пульсирующих моторов, который делает их неприменимыми в гражданской авиации. С точки зрения экономичности ПуВРД также проигрывают ТРД: несмотря на впечатляющее отношение тяги к массе (ведь у ПуВРД минимум деталей), степень сжатия в них достигает от силы 1,2:1, поэтому топливо сгорает неэффективно.
Прежде чем отправляться в мастерскую, мы начертили на бумаге и вырезали шаблоны разверток деталей в натуральную величину. Осталось лишь обвести их перманентным маркером, чтобы получить разметку для вырезания.
Горючая смесь в ПуВРД сгорает с дозвуковой скоростью. Такое горение называется дефлаграцией (в отличие от сверхзвукового — детонации). При воспламенении смеси горючие газы вырываются из обеих труб. Именно поэтому и входная, и выходная трубы направлены в одну сторону и сообща участвуют в создании реактивной тяги. Но за счет разницы длин в тот момент, когда давление во входной трубе падает, по выходной еще движутся выхлопные газы. Они создают разрежение в камере сгорания, и через входную трубу в нее затягивается воздух. Часть газов из выходной трубы также направляется в камеру сгорания под действием разрежения. Они сжимают новую порцию горючей смеси и поджигают ее.
ГИБРИДНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ГРД) / ЖРД / РДТТ / КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ / УДЕЛЬНЫЙ ИМПУЛЬС ТЯГИ / ГЛУБОКОЕ РЕГУЛИРОВАНИЕ / HYBRID ROCKET ENGINE / LIQUID-PROPELLANT ROCKET ENGINE / SOLID ROCKET ENGINE / SPACECRAFT / SPECIFIC IMPULSE OF BURN / DEEP ADJUSTMENT
Аннотация научной статьи по механике и машиностроению, автор научной работы — Карташев Александр Леонидович, Шулев Игорь Станиславович
Похожие темы научных работ по механике и машиностроению , автор научной работы — Карташев Александр Леонидович, Шулев Игорь Станиславович
Особенности использования центробежных двухступенчатых форсунок в конструкции гибридных ракетных двигателей глубокого регулирования тяги
ON THE ISSUE OF PROSPECTIVE HYBRID ROCKET ENGINE WITH THE ABILITY OF DEEP ADJUSTMENT
This article presents a description of a new hybrid rocket engine that is going to patented in the Russian Federation (patent application for “ Hybrid rocket engine ” data 02.07.2012 № 2012128309).
О ПЕРСПЕКТИВНОМ ГИБРИДНОМ РАКЕТНОМ ДВИГАТЕЛЕ С ВОЗМОЖНОСТЬЮ ГЛУБОКОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ
А.Л. Карташев, И.С. Шулев
ON THE ISSUE OF PROSPECTIVE HYBRID ROCKET ENGINE WITH THE ABILITY OF DEEP ADJUSTMENT
A.L. Kartashev, I.S. Shulev
Ключевые слова: гибридный ракетный двигатель (ГРД), ЖРД, РДТТ, космический аппарат, удельный импульс тяги, глубокое регулирование.
This article presents a description of a new hybrid rocket engine that is going to patented in the Russian Federation (patent application for “Hybrid rocket engine” data 02.07.2012 № 2012128309).
Keywords: hybrid rocket engine, liquid-propellant rocket engine, solid rocket engine, spacecraft, specific impulse of burn, deep adjustment.
Одной из основных проблем двигателестроения на сегодняшний день является повышение технико-экономической эффективности как средств выведения ракетных ускорителей, так и средств межорбитальной транспортировки, таких как разгонные блоки (РБ), межорбитальные буксиры, транспортные модули и т. д.
Степень их совершенства, надежность и стоимость запуска предопределяет эффективность, в первую очередь - удельную стоимость выводимого в космос полезного груза. Исходя из проблем эксплуатации современных ракет-носителей и оценки реализуемости долгосрочных космических программ, в основу формирования отечественной системы выведения положены следующие требования [1]:
1) поддержание на требуемом уровне надежности и безопасности пусков;
2) сокращение номенклатуры и унификация средств и систем выведения;
3) модернизация и максимальное использование задела по агрегатам, системам, производственной и стендово-экспериментальной базам, наземным комплексам;
4) снижение вредного воздействия системы выведения на окружающую среду (сокращение токсичных компонентов, площадей районов падения, снижение уровня техногенного засорения орбит);
5) создание научно-технического и технологического задела по ключевым элементам системы выведения нового поколения;
6) расширение функциональных возможностей и улучшение эксплуатационных характеристик, в том числе создание специальных бортовых технических средств, обеспечивающих групповые запуски космического аппарата (КА) на целевые орбиты, а также разработка конструкции РБ, позволяющей реализовать менее энергозатратные схемы выведения на геостационарную орбиту КА;
7) снижение удельной стоимости выведения КА.
Как показали работы разных авторов [2, 3], а также многолетние исследования, проводимые в Исследовательском центре им.М.В. Келдыша, например [1, 4], в значительной степени перечисленным выше требованиям отвечают гибридные ракетные двигатели (ГРД), работающие на твердом горючем и жидком или газообразном окислителе.
Важно отметить, что по своим удельным энергомассовым характеристикам ГРД занимают промежуточное положение между жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) на криогенных
Расчет и конструирование
топливах и ракетными двигателями на твердом топливе (РДТТ). В то же время ГРД имеют более высокие значения удельного импульса, чем РДТТ, вследствие использования топлив с большим запасом химической энергии, но при этом одинаковых или несколько меньших значений удельного импульса, чем у ЖРД. Идеальный удельный импульс ГРД может изменяться в диапазоне от ~ 3250 м/с (Ркс = 2 МПа, Ба = 3,5) до ~ 3940 м/с (Ркс = 10 МПа, Ба = 10) в зависимости от компонентов топлива [1, 5].
Исходя из этого у ГРД по сравнению с ЖРД должна повыситься надежность вследствие отсутствия исполнительных устройств и магистралей, отвечающих за подачу и размещение второго жидкого компонента, и уменьшиться стоимость разработки, производства двигательной установки в целом, а также упроститься и эксплуатация.
Твердый компонент комбинированного топлива представляет собой практически инертное вещество. Его производство пожаро- и взрывобезопасно и потому является простым и дешевым. Горючее и окислитель могут изготовляться раздельно на обычных химических заводах с помощью стандартного оборудования. В принципе комбинированное топливо может быть самым безопасным из всех высокоэнергетических топлив.
Механические свойства заряда у двигателей на комбинированном топливе могут быть значительно лучше, чем у заряда РДТТ. Дело в том, что состав последнего с целью достижения наивысшего (для данной композиции) значения удельного импульса (УИ) вводится весьма ограниченное количество горюче-связующих материалов (не более 20 %). Количество связующих веществ в заряде у двигателей на комбинированном топливе равно от 30 до 100 % и более, что обеспечивает существенное улучшение прочности, упругости и других механических свойств заряда и повышает срок его хранения без снижения кондиции.
Скорость горения заряда у двигателей регулируется в основном изменением расхода второго компонента топлива. Поэтому дефекты заряда (трещины, раковины и т. п.) не приводят ни к увеличению скорости горения, ни к бесконтрольному изменению параметров процесса. Эксперименты [1] свидетельствуют, что внутри трещин, а также в местах отслоения заряда от стенок камеры сгорания процесса горения нет. Эта же особенность обеспечивает независимость параметров двигателя на комбинированном топливе от температуры окружающей среды. Слабая чувствительность рабочего процесса к давлению в камере, температуре топлива, дефектам заряда и другим технологическим эксплуатационным факторам позволяет достичь стабильности характеристик этого двигателя в различных условиях эксплуатации без термостатирования двигательной установки.
Важнейшим достоинством гибридного двигателя являются широкий диапазон регулирования модуля тяги и возможность многократного включения и выключения двигателя в процессе одного полета. Это свойство делает его наиболее пригодным для решения задач, связанных с освоением космического пространства.
Рабочий процесс двигателя на комбинированном топливе отличается высокой устойчивостью при низких давлениях ~ 2-5 МПа [1]. Отсутствие аномального горения и колебательных процессов в двигательной установке дополнительно повышает надежность двигателя и сокращает объем доводочных работ. Именно высокая устойчивость рабочего процесса позволяет изменять величину тяги двигателя в процессе одного запуска более чем на порядок.
Стенка камеры сгорания от воздействия нагретых газов защищена зарядом. И в зависимости от применяемого жидкого компонента топлива он может использоваться для охлаждения стенок сопла как на номинальном, так и на режиме глубокого регулирования.
Вследствие более широкого выбора компонентов комбинированные топлива выгодно отличаются (особенно от унитарных твердых топлив) небольшой стоимостью производства.
Использование ракетных двигателей на комбинированном топливе открывает широкие возможности для обеспечения экологически чистых продуктов сгорания, но существует также большой ряд нетоксичных и малотоксичных компонентов топлива.
Сроки и стоимость создания двигателя на комбинированном топливе могут быть существенно уменьшены благодаря использованию опыта ЖРД и РДТТ.
Из сказанного вытекает, что двигатель на комбинированном топливе не суммирует положительные и отрицательные качества двигателей, работающих на компонентах топлива одного агрегатного состояния, а является особым типом химических ракетных двигателей, имеющих собственные достоинства и недостатки, которые и предопределяют целесообразность применения этих двигателей для решения отдельных перспективных задач ракетной техники.
Для достижения максимальной эффективности работы ГРД требуется поддерживать на постоянном уровне такие параметры, как 1) массовый расход жидкого компонента топлива Gж;
2) давление в камере ркс; 3) оптимальное соотношение компонентов топлива на выходе из канала заряда К2.
При этом нужно решить ряд задач, которые возникают в силу зависимости скорости газификации твердого компонента топлива UГ от плотности тока продуктов сгорания (ПС) pw в каналах заряда и давления ркс, что характерно для ГРД. Известно, что Ц является немонотонной функцией координаты как при разгаре поперечного сечения, так и по длине канала Ь [1].
Существует несколько способов реализации максимальной эффективности работы ГРД. Первый способ заключается в организации профиля и формы каналов твердого компонента топлива, которые учитывают и компенсируют разгар каналов [2, 6]. Способ хорош для работы двигателя по программе на постоянном уровне тяги. При глубоком регулировании коэффициент соотношения компонентов топлива неотъемлемо будет отклоняться от оптимального значения. Второй способ заключается в организации камеры дожигания и перепуска части жидкого (газообразного) компонента между каналом заряда и камерой дожигания (см. рисунок). Этот способ и позволяет эффективно работать ГРД как на номинальном режиме, так и на режиме глубокого регулирования.
Ниже приведена предлагаемая конструктивная схема ГРД с возможностью глубокого регулирования. Рассмотрены основные принципы функционирования, применяемые конструкторские и технологические решения.
Конструкция нового гибридного ракетного двигателя: 1 - камера сгорания; 2 - камера дожигания; 3 - заряд твердого топлива;
4 - заднее днище; 5 - сопловой блок; 6 - переднее днище; 7 - цилиндрическая форсуночная головка; 8 - форсуночная головка камеры дожигания; 9 - система замера твердого компонента
Технической задачей предлагаемой конструкции ГРД является повышение энергетических характеристик ГРД как на номинальном режиме работы двигательной установки, так и на режиме дросселирования тяги, снижение конечной массы конструкции, габаритов, повышение надежности конструкции, а также повышение коэффициента заполнения топливом камеры двигателя.
Технический результат достигается тем, что конструкция гибридной ракетной двигательной установки включает в себя зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси которого выполнен сквозной канал, форсуночную головку, систему дискретного замера уровней твердого и жидкого компонентов топлива, магистраль подачи, снабженную узлом перераспределения подаваемого компонента топлива в камеру сгорания, бак жидкого компонента топлива, элементы управления и контроля параметров.
Заряд твердого компонента топлива заполняет всю переднюю эллиптическую и цилиндрическую части камеры, кроме предсоплового объема, где организована камера дожигания продуктов сгорания. Форсуночная головка, располагающаяся в канале твердого топлива, имеет цилиндрическую форму и содержит два независимых коаксиальных канала, связанных с узлом перераспределения подаваемого компонента топлива в камеру сгорания.
Внутренний канал форсуночной головки сообщается с цилиндрической или чечевицеобразной форсуночной головкой, расположенной в продолжении цилиндрической форсуночной головки на оси камеры в центре камеры дожигания, которая отвечает за распыление перераспределенной части компонента в объеме камеры дожигания.
Расход через форсунки цилиндрической (чечевицеобразной) форсуночной головки камеры дожигания зависит от расхода распыляемого компонента через форсунки цилиндрической форсуночной головки в основной разгорающийся канал твердого топлива. А расход через форсунки цилиндрической форсуночной головки, в свою очередь, зависит от площади разгорающейся поверхности твердого компонента топлива или от воздействия со стороны системы управления.
Расчет и конструирование
Магистраль подачи жидкого компонента связана с двумя независимыми каналами форсуночной головки и соединена с системой управления подачи жидкого компонента топлива, обеспечивает перепуск части компонента топлива в камеру дожигания.
Данная конструкция позволит повысить удельные характеристики гибридного ракетного двигателя как на номинальном режиме, так и на режиме дросселирования тяги за счет перераспределения части подаваемого компонента между каналом заряда и камерой дожигания; снизить конечную массу конструкции за счет минимизации дигрессивных остатков в силу работы двигательной установки с оптимальным коэффициентом соотношения компонентов топлива на всем протяжении работы двигателя; снизить габариты, а также повысить надежность двигательной установки в силу повышения прочности и герметичности корпуса камеры сгорания за счет отсутствия пояса форсунок подачи перераспределяемого компонента в камеру дожигания, располагающихся на периферии камеры дожигания.
Расположение цилиндрической форсуночной головки с двумя независимыми коаксиальными каналами в заряженном корпусе двигателя позволит организовать доставку перераспределенной части жидкого компонента в камеру дожигания, что обеспечит работу гибридного ракетного двигателя с максимальными удельными характеристиками как на номинальном режиме, так и на режиме дросселирования тяги и позволит сохранить при этом целостность композитного корпуса в области камеры дожигания, что обеспечит сохранение максимальной прочности и герметичности по всему корпусу камеры двигателя и повышение надежности двигателя в целом.
Придание форсуночной головке цилиндрической формы позволит повысить коэффициент заполнения камеры двигателя твердым топливом за счет заполнения твердым компонентом переднего эллиптического днища, а также обеспечит подачу компонента по всей длине разгорающегося канала твердого компонента топлива, что обеспечивает лучшее смешение газифицированных компонентов топлива.
Форсуночная головка камеры дожигания, расположенная в камере дожигания, играет роль дополнительного завихрителя потока продуктов сгорания, который усиливает величину турбули-зации потока и улучшает смешение продуктов сгорания за счет перпендикулярного входа подаваемого компонента относительно истекающих продуктов сгорания из канала твердого топлива в камеру дожигания, турбулизация потока, в свою очередь увеличивает степень полноты сгорания топлива, что сказывается на повышении удельных характеристик гибридного ракетного двигателя. Чечевицеобразная форсуночная головка камеры дожигания кроме вышеперечисленного является еще и физическим завихрителем, отклоняющим поток продуктов сгорания от осевого направления, движущихся по каналу твердого компонента топлива, тем самым увеличивается турбулиза-ция продуктов сгорания в камеры дожигания, что сказывается на повышении удельных характеристик гибридного ракетного двигателя.
Работу гибридного ракетного двигателя (см. рисунок) можно описать следующим образом: после распыления жидкого (газообразного) компонента топлива происходит воспламенение твердого компонента топлива в камере сгорания и начинается истечение продуктов сгорания по внутреннему каналу заряда по направлению к камере дожигания, в которую поступает перераспределенная часть жидкого компонента из форсуночной головки камеры дожигания. Заряд, расположенный в камере сгорания, разгорается по внутренней поверхности, что приводит к изменению площади поперечного сечения канала 5СЕЧ, это влияет на изменение плотности тока окислителя (соотношения расхода жидкого компонента G1 и площади проходного сечения внутреннего разгорающего канала ^СЕЧ), что в свою очередь влияет на изменение расхода газифицированного горючего GГ в силу зависимости GГ от плотности тока окислителя. Система замера твердого и жидкого компонентов топлива: замеряют изменяющийся разгар канала и уровень жидкого компонента топлива, передают информацию в усилительно-преобразовательное звено, откуда обработанная информация поступает в счетно-решающее устройство, которое выдает команду исполнительному органу на перераспределение расходов G1 и G2 жидкого компонента топлива для поддержания постоянства расхода GГ и тяги Р. Таким образом, поддерживается постоянство расхода GГ при постоянстве суммарного расхода жидкого компонента GcУм ^СУМ = Єі+ G2), что позволяет поддерживать тягу Р на постоянном уровне, а удельные характеристики двигателя - на максимальном уровне.
С помощью данной конструкции ГРД решается поставленная задача по повышению величины удельных характеристик ГРД, как на номинальном режиме, так и на режиме дросселирования
тяги, за счет перераспределения части подаваемого компонента между каналом заряда и камерой дожигания, по снижению конечной массы конструкции, за счет минимизации дигрессивных остатков в силу работы двигательной установки с оптимальным коэффициентом соотношения компонентов топлива на всем протяжении работы двигателя, как на номинальном режиме, так и на режиме дросселирования и отсутствия пояса форсунок на периферии камеры дожигания, а также по повышению надежности работы двигательной установки в силу повышения прочности и герметичности корпуса камеры за счет отсутствия пояса форсунок подачи перераспределяемого компонента в камеру дожигания, располагающегося на периферии камеры дожигания.
Технологические аспекты изготовления предлагаемого гибридного ракетного двигателя требуют более детальной и глубокой проработки. Приведенное схемное решение представляется технологичным и может быть реализовано в настоящее время. Применение вышеописанного ГРД может решить основные проблемы при создании перспективных двигательных установок космических аппаратов, требующих глубокого регулирования.
1. Процессы в гибридных ракетных двигателях / А.М. Губертов, В.В. Миронов, Р.Г Голлен-дер и др.; под ред. А. С. Коротеева. - М.: Наука, 2008. - 405 с.
2. Волков, Е.Б. Ракетные двигатели на комбинированном топливе / Е.Б. Волков, Г.Ю. Ма-зинг, Ю.Н. Шишкин. - М. : Машиностроение,1973. - 184 с.
3. Головков, Л.Г. Гибридные ракетные двигатели / Л.Г. Головков. - М. : Воениздат, 1976. -168 с.
4. Hybrid rocket engines: The benefits and prospects / N.A. Davydenko, R.G. Gollender, A.M. Gu-bertov et al. //Aerospace Science and Technology. - 2007. - Vol. 11. - P. 55-60.
5. Иванов, Н.Н. К использованию гибридных ракетных двигателей на космических аппаратах / Н.Н. Иванов, А.Н. Иванов // Вестник ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина. - 2010. - № 3. -С. 50-55.
Простейший импульсный реактивный двигатель легко сделать из обычной банки или пустого баллона . Нужно только проделать в нем отверстие -конструкция безумно примитивно но тем не менее , способна обеспечить полный цикл работы этого двигателя .
Именно выход рабочей смеси через отверстие с образованием внутри спирта с подсосом воздуха.Заливаем немного медицинского спирта и с помощью размешивания помогаем ему смешаться с воздуха и поджигаем . Однако, сильно не обольщайтесь. Несмотря на всю простоту ,чтобы добиться устойчивой работы ,нужно соблюсти пару важных условий.
1 И самое главное- это диаметр отверстия для каждой банки. Оно уникально. Слишком маленькое отверстие не позволит достаточному количеству воздуха попадает в камеру сгорания, слишком мало будет кислорода и двигатель заглохнет. Если отверстие слишком большое ,скорость истечения газов будет мало. И вы не получите необходимое разрежение внутри, а значит воздух опять туда не попадёт. Проведя множество экспериментов могу сказать ,что вытянутая банки высота которых несколько раз превосходит ее диаметра работают лучше коротких,например из под консервированной кукурузы. Маленькие мне так и не удалось запустить.
Самый большой плюс стеклянных банок в том что они позволяют увидеть всю красоту процесса горения происходящего внутри удивительное зрелище правда длится недолго поэтому лучше и безопаснее использовать железные емкости и тут мы выходим на вторую проблему.
2 В работе этого двигателя перегрев. Дело в том, что корпус банке за считанные секунды весьма сильно разогревается . И это влечёт за собой бурное вскипание топлива. Оно слишком сильно испаряется и в результате снова именем нехватку воздуха в камере сгорания .В итоге двигатель глохнет чтобы этого не происходило его нужно активно охлаждать.
Например, поместите в емкость с водой хотя бы нижнюю часть двигателя. Или обернуть пористой салфеткой ,обильно смоченной в воде. Поверьте ,это на порядок увеличит производительность работы двигателя. Больше всего мне хотелось найти какое-то более практичное применение для этой забавной игрушки ,например поставить его на шоссе и сделать реактивную машинку. Но как оказалось в горизонтальном положении какой двигатель работает весьма неохотно. Возможно , это связано с изменением геометрии процесса горения или чем-то еще. Но. После множества неудач мне всё же удалось приручить дракона.
Мало кто из моих ровесников не увлекался постройкой моделей ракет. Может, сказывалось всемирное увлечение человечества пилотируемыми полетами, а может, кажущаяся простота постройки модели. Картонная трубка с тремя стабилизаторами и головным обтекателем из пенопласта или бальсы, согласитесь, намного проще даже элементарной модели самолета или автомобиля. Правда, энтузиазм большинства молодых Королевых, как правило, улетучивался на этапе поиска ракетного двигателя. Оставшимся ничего не оставалось, как осваивать азы пиротехники.
Двигатели из патронов
Двигательный тюнинг
Качество серийных двигателей, как нетрудно догадаться, для серьезных соревнований не годилось. Поэтому рядом с заводом в 1984 году появилось мелкосерийное опытное производство, обеспечивавшее своей продукцией сборную страны. Особенно выделялись двигатели, частным образом изготовленные мастером Юрием Гапоном.
А в чем, собственно, сложность производства? По своей сути ракетомодельный двигатель — простейшее устройство: картонная трубка с запрессованным внутри дымным порохом марки ДРП-3П (дымный ружейный порох 3-й состав для прессованных изделий) с керамической заглушкой с соплом-дыркой с одной стороны и пыжом с вышибным зарядом — с другой. Первая проблема, с которой не справлялось серийное производство, — точность дозировки, от которой зависел и конечный суммарный импульс двигателя. Вторая — качество корпусов, которые часто давали трещины при прессовании под давлением в три тонны. Ну и третья — собственно, качество запрессовки. Впрочем, проблемы с качеством возникали не только в нашей стране. Не блещут им и серийные ракетомодельные двигатели другой великой космической державы — США. А лучшие модельные двигатели делают микроскопические предприятия в Чехии и Словакии, откуда их контрабандой провозят для особо важных мероприятий.
Тем не менее при социализме двигатели, пусть неважные и с дефицитом, но были. Сейчас же их нет вообще. Отдельные детские ракетомодельные студии летают на старых, еще советских запасах, закрывая глаза на то, что срок годности давно вышел. Спортсмены пользуются услугами пары мастеров-одиночек, а если повезет, то и контрабандными чешскими двигателями. Любителям же остается единственный путь — перед тем как стать Королевым, сначала стать Глушко. То есть делать двигатели самим. Чем, собственно, и занимались я и мои друзья в детстве. Слава богу, пальцы и глаза у всех остались на месте.
Из всех искусств
Из всех искусств для нас важнейшим является кино, любил поговаривать Ильич. Для ракетомоделистов-любителей середины прошлого века — тоже. Ибо кино- и фотопленка того времени делалась из целлулоида. Туго свернутая в небольшой рулончик и засунутая в бумажную трубку со стабилизаторами, она позволяла взлететь простейшей ракете на высоту пятиэтажного дома. У таких двигателей было два главных недостатка: первый — небольшая мощность и, как следствие, высота полета; второй — невозобновимость запасов целлулоидной пленки. Например, фотоархива моего отца хватило всего на пару десятков запусков. Сейчас, кстати, жалко.
Максимальная высота при фиксированном суммарном импульсе двигателя достигалась при кратковременном четырехкратном скачке мощности на старте и дальнейшем переходе на ровную среднюю тягу. Скачок тяги достигался формированием отверстия в топливном заряде.
Второй вариант двигателей собирался, так сказать, из отходов деятельности Советской армии. Дело в том, что при стрельбах на артиллерийских полигонах (а один из них как раз находился неподалеку от нас) метательный заряд при выстреле выгорает не до конца. И если хорошенько поискать в траве перед позициями, можно было найти довольно много трубчатого пороха. Самая несложная ракета получалась в результате простого заворачивания такой трубки в обычную фольгу от шоколадки и поджигания с одного конца. Летала такая ракета, правда, невысоко и непредсказуемо, зато весело. Мощный двигатель получался при собирании длинных трубок в пакет и заталкивании их в картонный корпус. Из обожженной глины изготавливалось и примитивное сопло. Работал такой двигатель очень эффектно, поднимал ракету довольно высоко, но часто взрывался. К тому же на артиллерийский полигон не особо походишь.
Третий вариант представлял собой попытку почти промышленного изготовления ракетомодельного двигателя на самодельном дымном порохе. Делали его из калиевой селитры, серы и активированного угля (он постоянно заклинивал родительскую кофемолку, на которой я его измельчал в пыль). Признаюсь честно, мои пороховые двигатели работали с перебоями, поднимая ракеты всего на пару десятков метров. Причину я узнал лишь пару дней назад — запрессовывать двигатели нужно было не молотком в квартире, а школьным прессом в лаборатории. Но кто бы, спрашивается, меня в седьмом классе пустил запрессовывать ракетные двигатели?!
Два редчайших двигателя, которые удалось достать "ПМ": МРД 2, 5-3-6 и МРД 20-10-4. Из советских запасов ракетомодельной секции в Детском доме творчества на Воробьевых горах.
Работа с ядами
Вершиной же моей двигателестроительной деятельности стал довольно ядовитый двигатель, работавший на смеси цинковой пыли и серы. Оба ингредиента я выменял у одноклассника, сына директора городской аптеки, на пару резиновых индейцев, самую конвертируемую валюту моего детства. Рецепт я почерпнул в жутко редкой переводной польской ракетомодельной книжке. И двигатели набивал в папином противогазе, который хранился у нас в кладовке, — в книжке особый упор делался на токсичность цинковой пыли. Первый пробный запуск был проведен в отсутствие родителей на кухне. Столб пламени из зажатого в тисках двигателя с ревом устремился к потолку, прокоптив на нем пятно диаметром в метр и наполнив квартиру таким вонючим дымом, с каким не сравнится и коробка выкуренных сигар. Вот эти-то двигатели и обеспечили мне рекордные запуски — метров, наверное, на пятьдесят. Каково же было мое разочарование, когда через двадцать лет я узнал, что детские ракеты нашего научного редактора Дмитрия Мамонтова летали в разы выше!
1, 2, 4) При наличии заводского ракетного двигателя с постройкой простейшей ракеты справится и школьник начальных классов. 3) Продукт самодеятельного творчества - двигатель из патронной гильзы.
На удобрениях
Двигатель Дмитрия был проще и технологичнее. Основной компонент его ракетного топлива — это натриевая селитра, которая продавалась в хозяйственных магазинах как удобрение в мешках по 3 и 5 кг. Селитра служила окислителем. А в качестве горючего выступала обычная газета, которая и пропитывалась перенасыщенным (горячим) раствором селитры, а затем высушивалась. Правда, селитра в процессе сушки начинала кристаллизоваться на поверхности бумаги, что приводило к замедлению горения (и даже гашению). Но тут вступало в действие ноу-хау — Дмитрий проглаживал газету горячим утюгом, буквально вплавляя селитру в бумагу. Это стоило ему испорченного утюга, но зато такая бумага горела очень быстро и стабильно, выделяя большое количество горячих газов. Набитые свернутой в тугой рулон селитрованной бумагой картонные трубки с импровизированными соплами из бутылочных пробок взлетали на сотню-другую метров.
Карамель
Картонные или пенопластовые корпуса ракет, топливо на основе пороха кажутся не очень серьезными достижениями. Но как знать - может, это первые шаги будущего конструктора межпланетных кораблей?
Безусловным хитом любительского ракетного двигателестроения сейчас являются так называемые карамельные двигатели. Рецепт топлива прост до неприличия: 65% калиевой селитры KNO3 и 35% сахара. Селитра подсушивается на сковородке, после чего измельчается в обычной кофемолке, медленно добавляется в расплавленный сахар и застывает. Итогом творчества становятся топливные шашки, из которых можно набирать любые двигатели. В качестве корпусов двигателей и форм прекрасно подходят стреляные гильзы от охотничьих патронов — привет тридцатым! Гильзы в неограниченном количестве есть на любом стрелковом стенде. Хотя признанные мастера рекомендуют использовать не сахарную, а сорбитовую карамель в тех же пропорциях: сахарная развивает большее давление и, как следствие, раздувает и прожигает гильзы.
Ситуация, можно сказать, вернулась в 1930-е годы. В отличие от других видов модельного спорта, где недостаток отечественных двигателей и прочих комплектующих можно компенсировать импортом, в ракетомодельном спорте это не проходит. У нас ракетомодельные двигатели приравниваются к взрывчатым веществам, со всеми вытекающими условиями по хранению, транспортировке и провозе через границу. Не родился еще на земле русской человек, способный наладить импорт таких изделий.
Выход один — производство на родине, благо технология тут вовсе не космическая. Но заводы, имеющие лицензии на производство таких изделий, за них не берутся — им этот бизнес был бы интересен лишь при миллионных тиражах. Вот и вынуждены начинающие ракетомоделисты из крупнейшей космической державы летать на карамельных ракетах. Тогда как в Соединенных Штатах сейчас стали появляться уже многоразовые модельные ракетные двигатели, работающие на гибридном топливе: закись азота плюс твердое горючее. Как вы думаете, какая страна лет через тридцать полетит к Марсу?
Читайте также: