Блеск и нищета К.Э. Циолковского
Шрифт:
Ошибка состоит здесь в том, что криогенные жидкости, образно говоря, не имеют теплоемкости. Они могут поглотить лишь незначительное количество тепла фазового перехода (т.е. при переходе из жидкого в газообразное состояние), после чего быстро наступает режим пленочного кипения, при котором образовавшийся газ оттесняет хладоагент от стенки и происходит ее прогар.
Интересно, что этот очевидно нецелесообразный метод охлаждения был практически применен в Германии специалистами Ракетенфлюгплатца на небольшой экспериментальной ракете «Мирак II», двигатель которой размещался в баке с жидким кислородом (рис. 12).
Рис. 12.
1 – бак с О2;
2 – камера;
3 – отверстие для подачи О2;
4 – отверстие для подачи бензина;
5 – бак с углекислотой;
6 – приемник углекислоты.
Попытка запуска ракеты, предпринятая весной 1931 года, привела к ее взрыву [66] [с. 20].
В 1934 году специалисты американского ракетного общества Б. Смитт и Г. Пендрей двигатель ракеты n3 (рис. 13) разместили в бензиновом баке, который, в свою очередь, был окружен баком жидкого кислорода. По свидетельству Г. Пендрея, в ходе работ с ракетой выяснилось, что ее «…нельзя было ни заправить, ни запустить, так как жидкий кислород, соприкасаясь с большой массой нагретого металла наружного бака, просто испарялся и выходил через заправочное отверстие столь же быстро или даже еще быстрее, чем поступал в бак» Г66, с. 201.
Рис. 13. Схема охлаждения двигателя ракеты АРО №3
1 – камера сгорания;
2 – сопло;
3 – форсунки горючего;
4 – форсунки окислителя;
5 – бак горючего;
6 – бак азота;
7 – бак окислителя.
К.Э. Циолковский считал возможным использовать и другие компоненты топлива: вместо водорода, например, жидкие углеводороды и ими окружать камеры двигателей. Но и эта идея ошибочна, поскольку режим пленочного кипения и здесь стоит непреодолимой преградой к получению более или менее заметного времени непрерывной работы двигателя.
И этот способ был применен в США на все той же ракете n3, где часть сопла была окружена баком с азотом [66] [с. 19]. А на ракете N 4 камера размещалась попросту в баке с водой (рис. 14).
Рис. 14 Схема охлаждения двигателя ракеты АРО №4
I – бак с водой;
2 – камера сгорания;
3 – четыре сопла (два сопла не показаны);
4 – магистраль подачи окислителя;
5 – магистраль подачи горючего;
6 – форсуночная головка.
Как показано в нашей работе [67], почти все пионеры космонавтики были не специалистами в теплопередаче, термодинамике, вообще в тепловых машинах, к классу которых, несомненно, относится и ракета. Поэтому ошибки в области тепловых процессов были для них обычным делом.
Были у К.Э. Циолковского и другие
Этот способ нашел широкое применение в 30-е годы в СССР, но из-за отсутствия материалов, пригодных для условий ЖРД, этот путь казался тупиковым. Только в 60-е годы в результате крупных успехов в физике твердого тела появились новые материалы, которые стали широко применяться на некоторых двигателях, имевших дополнительные способы охлаждения камер.
К сожалению, в изданиях [108] [110] по каким-то причинам пропущен абзац с самой целесообразной идеей по охлаждению ЖРД. К.Э. Циолковский писал: «Водород и кислород в жидком виде, прежде чем попасть в пушку, пройдут по особому кожуху вдоль ее поверхности, охладят ее, сами нагреются и тогда уже попадают в пушку и взрываются» [11] [11О, с. 34; 1О8, с. 1О].
Таким образом, налицо идея внешнего регенеративного проточного охлаждения ЖРД, явившегося основным методом предохранения материальной части двигателей всех известных ныне космических ракет. Редакторы указанных изданий опустили фразу с этой идеей, по-видимому, посчитав ее ошибочной, поскольку было непонятно как это водород и кислород будут проходить по кожуху: в перемешанном виде? Тогда это ошибочно. Желательно было бы, чтобы К.Э. Циолковский вместо соединительного союза «и» поставил бы разделительный союз «или», т.е. написал бы: «водород или кислород».
К сожалению, не являясь теплотехником, он сам не оценил по достоинству этот метод охлаждения и отказался от него, во всех своих последующих работах отдав предпочтение «охлаждению низкой температурой жидкого кислорода». Следует иметь ввиду, что этот метод требовал еще серьезного научного обоснования, поскольку возможность использования в качестве хладоагентов криогенных жидкостей была в то время далеко не очевидна, точнее: это считалось невозможным.
Остается также сожалеть, что этот метод не был своевременно оценен в СССР и в отношении других компонентов топлив (высококипящих), что привело к большим трудностям в решении проблемы охлаждения ЖРД. Отметим, что одного этого метода еще недостаточно для надежного охлаждения двигателей: его необходимо дополнить еще и внутренним охлаждением, т.е. такой организацией внутрикамерных процессов, при которой у огневой стенки камеры создается избыток одного из компонентов топлива и, как следствие этого, пониженная температура горения. Идею этого метода впервые высказал немецкий профессор Г. Оберт [198], но, как уже отмечалось, ее в Германии не оценили, и она вновь возродилась благодаря инженеру Польману, который предложил на ракете Фау-2 орошать спиртом (горючим) внутреннюю огневую стенку камеры.
Не владея термодинамическими расчетами, К.Э. Циолковский полагал, что сопло двигателя должно быть очень длинным (равным длине ракеты) и предлагал (с 1914 г.) скручивать его спирально (рис. 15). Это предложение само по себе делало ракету неработоспособной в связи с большими газодинамическими потерями и на трение, и на поворот потока газов, и из-за принципиально больших тепловых потоков в стенку камеры.
Таким образом, можно уверенно констатировать, что К.Э. Циолковский не нашел способа охлаждения двигателя его ракеты. А ведь это вопрос принципиальный, поскольку в его камере должны были сгорать самые калорийные топлива. Можно, конечно, предложить разместить Солнце в камере и считать состоявшимся изобретение космической ракеты. Однако любой специалист по патентной экспертизе, несомненно, задаст изобретателю вопрос о том, а как же предохранить эту камеру от сгорания, причем этот вопрос симметричен самому предложению и без его решения оно теряет всякий смысл.