Р-7
Ракета Р-7. Та, что запустила первый спутник Земли, первого космонавта и не только.
Перед ракетой — камера двигателя РД-216. Это, так сказать, для масштаба.
На самом верху патрубок непосредственного ввода в камеру одного из компонентов топлива. По бокам «уши» для крепления рамы двигателя (она передает тягу на корпус ракеты). Затем форсуночная головка. Эти маленькие отверстия — форсунки, разбросанные по огневому днищу, нужны чтобы распылять окислитель и горючее, поступающие под давление в камеру, в мельчайшие капли, чтобы смешиваясь, они сгорали. Отверстия побольше на ребре форсуночной головки — ввод другого компонента топлива, которое прошло через рубашку охлаждения.
Цилиндрический стакан — это камера сгорания. Там сгорают окислитель и горючее, образуя продукты сгорания, которые здесь находятся под очень большим давлением.
Сужающаяся часть — дозвуковая часть сопла, здесь происходит течение с дозвуковой скоростью.
Самая узкая часть камеры — критическое сечение. Здесь скорость продуктов сгорания в теории равна скорости звука.
Двигаясь дальше по специально спрофилированному соплу, продукты сгорания расширяются, их давление падает, а скорость возрастает, что собственно и требуется. Давление на срезе сопла невелико и в идеале должно быть равно давлению атмосферы. Если оно будет меньше, то придется преодолевать атмосферное давление «входящее» в сопло, а это потери тяги. Если оно будет больше, то будет недорасширение продуктов сгорания, т.е. двигатель будет работать не на максимальном режиме. Понятно, что атмосферное давление с высотой полета уменьшается, а давление на срезе остается постоянным. Поэтому для обеспечения лучшего расширения продуктов сгорания, на разных высотах применяют, например, выдвигающиеся высотные насадки. Но их мы увидим позже.
Кроме высоких скоростей и давлений, в камере двигателя, естественно, очень высокие температуры. И чтобы не допустить прогара стенок камеры, их делают двойным, прогоняя между ними какой-нибудь компонент топлива, охлаждающий внутреннюю стенку камеры. «Протекает» «охладитель» по каналам специального профиля (или по трубкам). Которые нужны во-первых, чтобы эффективно охладить внутреннюю стенку, но не допустить при этом пленочного кипения, т.к. из-за паровой пленки резко ухудшится теплопередача и произойдет прогар. А во-вторых, т.к. внутреннюю стенку делают достаточно тонкой для увеличения теплопередачи, стенки каналов служат для передачи давления на внешнюю, силовую стенку камеры двигателя.
Патрубок ввода компонента топлива в рубашку охлаждения камеры двигателя.
Отсюда он распределяется по рубашке охлаждения.
И снизу вверх к форсуночной головке.
А теперь вернемся к «семерке», точнее к одной из ее модификаций — 8К710.
Эта модификация двухступенчатая, пакетной схемы (это когда блоки ступеней рядом друг с другом).
Блок А второй ступени.
На блоке установлен двигатель РД-108, работающий на жидком кислороде и керосине. То, что мы видим — это не 4 маршевых двигателя и 4 рулевых, а один двигатель, имеющий 4 основные камеры, 4 рулевые и один общий турбонасосный агрегат. Именно ТНА является характерной чертой двигателя (хотя чуть позже будет ракета с двигателем, работающим без ТНА). Если на один ТНА приходится одна камера, то двигатель однокамерный, две — двухкамерный, 4 — четырехкамерный. Все красное — защитные элементы, перед полетом все красные вещи с ракеты должны быть убраны.
Боковой блок Б первой ступени
А вот как выглядит огневое днище с форсунками через критическое сечение.
Двигательный отсек бокового блока Д. Видны камеры двигателя, рама, крепящаяся к ним. Справа — ТНА. От него отходят две толстые трубы, выбрасывающие генераторный газ после турбины.
Рама двигателя упирается в клепанный силовой шпангоут. Им же ракета лежит на бандаже.
Рядом с силовым шпангоутом расположен штуцер заправки окислителя. Компоненты ракетного топлива не заливаются в баки сверху, как в бочку, а заправляются всегда снизу, так сказать, путем поднятия зеркала жидкости.
Торовые баки перекиси водорода (белый) и жидкого азота (в зеленой теплоизоляции).
Перекись водорода нужна как рабочее тело для турбины турбонасосного агрегата. В газогенераторе перекись в присутствии обычной марганцовки каталитически разлагается и образует парогаз, который попадает в турбину. Турбина раскручивает насосы окислителя и горючего. Парогаз после турбины выбрасывается за борт.
Жидкий азот поступает в теплообменник в двигателе, откуда уже в газообразном виде идет на наддув баков.
Нижнее днище бака горючего — керосина.
Толстая труба вваренная в днище — тоннельная труба, по которой окислитель жидкий кислород, из верхнего бака поступает в двигатель. Кольцевые выпуклости — зиги для увеличения устойчивости ( в плане сопромата, а не равновесия:)
За тоннельной трубой видны лепестки заборного устройства магистрали горючего.
В тонкой трубе на переднем плане расположены поплавковые датчики системы СОБИС — системы опорожнения баков и синхронизации. С синхронизацией все более-менее понятно. Топлива во всех боковых блоках первой ступени должно расходоваться синхронно. Если в каком-то баке остается топлива больше чем в других (считаем, что тяга двигателей всех боковых блоков останется одинаковой), то изменится момент инерции ракеты и придется компенсировать это изменение.
Теперь об опорожнение баков окислителя и горючего. Предположим, что расход какого-то компонента, ну допустим горючего, уменьшится по сравнению с расчетным. Соответственно тяга упадет. Система регулирования кажущейся скорости для поднятия тяги к номиналу увеличит расход обоих компонентов. Расход горючего возрастет для расчетного, но расход окислителя станет больше номинального. Он будет в буквальном смысле слова «вылетать в трубу». Можно, конечно, заправить ракету с запасом, но в больших баках этот гарантийный запас топлива будет очень большим. А поднимать лишние сотни килограммов горючего и окислителя неразумно, ведь это уменьшает выводимый полезный груз или дальность (ведь этот запас можно было сжечь в двигателе). Система опорожнения баков «следит» за уровнем компонентов топлива в каждом баке, удерживая его в заданных пределах путем изменения расхода каждого компонента. «Усы» в нижней части трубы нужны чтобы колебания жидкости в баке не влияли на работу поплавковых датчиков.
Верхнее днище бака горючего.
Тоннельная труба крепится к верхнему днищу при помощи сильфона, компенсирующего температурные деформации и угловые перемещения трубы.
За трубой виден заваренный технологический люк-лаз.
На верхнем же днище расположены штуцер наддува и дренажный клапан.
Нижнее днище бака окислителя.
Опять видно заборное устройство и труба СОБИС.
Вот так выглядит боковой блок целиком.
Узел крепления бокового блока к центральному.
Узел расположен на силовом шпангоуте блока А. Через 4 таких узла тяга двигателей боковых блоков передается на центральный блок. На этих же узлах ракета вывешивается на стартовом устройстве. В узлах крепления установлены шаровые опоры. При разделении ступеней сначала разрываются пироболтами нижние узлы крепления. Из-за того, что ось двигателя бокового блока имеет отклонение наружу относительно линии, соединяющей центр масс пустого бокового блока и верхний узел крепления, после выключения двигателя бокового блока и разрыва нижних стяжек, за счет импульса последействия двигателя (потом расскажу что это такое) блок поворачивается наружу относительно верхнего узла. Шаровой замок раскрывается. Тогда же подрываются пироболты, крепящие крышку сопла газохода разделения ступеней (она видна между боковым и центральным блоками под лючком с буквами П.П.), и через сопло выходит газ наддува бака окислителя, тем самым отводя боковой блок от центрального.
Приборный отсек.
Посередине виден толкатель, отделяющий по возможности без возмущений головную часть в конце активного участка траектории. Головную часть именно этой ракеты, конечно же, правильнее назвать боевой.
Но хотя Р-7 и могла забрасывать термоядерную боевую часть мощностью в несколько мегатонн на межконтинентальную дальность, основой ракетно-ядерного щита она не стала.
Зато в качестве ракеты-носителя для освоения космоса она зарекомендовала себя как нельзя лучше.
Вот, например, что устанавливали на «семерку» вместо БЧ.
Межпланетная станция для изучения Венеры или Марса — 2МВ и блок Л (четвертая ступень ракеты-носителя «Молния»).
Источник
Перед ракетой — камера двигателя РД-216. Это, так сказать, для масштаба.
На самом верху патрубок непосредственного ввода в камеру одного из компонентов топлива. По бокам «уши» для крепления рамы двигателя (она передает тягу на корпус ракеты). Затем форсуночная головка. Эти маленькие отверстия — форсунки, разбросанные по огневому днищу, нужны чтобы распылять окислитель и горючее, поступающие под давление в камеру, в мельчайшие капли, чтобы смешиваясь, они сгорали. Отверстия побольше на ребре форсуночной головки — ввод другого компонента топлива, которое прошло через рубашку охлаждения.
Цилиндрический стакан — это камера сгорания. Там сгорают окислитель и горючее, образуя продукты сгорания, которые здесь находятся под очень большим давлением.
Сужающаяся часть — дозвуковая часть сопла, здесь происходит течение с дозвуковой скоростью.
Самая узкая часть камеры — критическое сечение. Здесь скорость продуктов сгорания в теории равна скорости звука.
Двигаясь дальше по специально спрофилированному соплу, продукты сгорания расширяются, их давление падает, а скорость возрастает, что собственно и требуется. Давление на срезе сопла невелико и в идеале должно быть равно давлению атмосферы. Если оно будет меньше, то придется преодолевать атмосферное давление «входящее» в сопло, а это потери тяги. Если оно будет больше, то будет недорасширение продуктов сгорания, т.е. двигатель будет работать не на максимальном режиме. Понятно, что атмосферное давление с высотой полета уменьшается, а давление на срезе остается постоянным. Поэтому для обеспечения лучшего расширения продуктов сгорания, на разных высотах применяют, например, выдвигающиеся высотные насадки. Но их мы увидим позже.
Кроме высоких скоростей и давлений, в камере двигателя, естественно, очень высокие температуры. И чтобы не допустить прогара стенок камеры, их делают двойным, прогоняя между ними какой-нибудь компонент топлива, охлаждающий внутреннюю стенку камеры. «Протекает» «охладитель» по каналам специального профиля (или по трубкам). Которые нужны во-первых, чтобы эффективно охладить внутреннюю стенку, но не допустить при этом пленочного кипения, т.к. из-за паровой пленки резко ухудшится теплопередача и произойдет прогар. А во-вторых, т.к. внутреннюю стенку делают достаточно тонкой для увеличения теплопередачи, стенки каналов служат для передачи давления на внешнюю, силовую стенку камеры двигателя.
Патрубок ввода компонента топлива в рубашку охлаждения камеры двигателя.
Отсюда он распределяется по рубашке охлаждения.
И снизу вверх к форсуночной головке.
А теперь вернемся к «семерке», точнее к одной из ее модификаций — 8К710.
Эта модификация двухступенчатая, пакетной схемы (это когда блоки ступеней рядом друг с другом).
Блок А второй ступени.
На блоке установлен двигатель РД-108, работающий на жидком кислороде и керосине. То, что мы видим — это не 4 маршевых двигателя и 4 рулевых, а один двигатель, имеющий 4 основные камеры, 4 рулевые и один общий турбонасосный агрегат. Именно ТНА является характерной чертой двигателя (хотя чуть позже будет ракета с двигателем, работающим без ТНА). Если на один ТНА приходится одна камера, то двигатель однокамерный, две — двухкамерный, 4 — четырехкамерный. Все красное — защитные элементы, перед полетом все красные вещи с ракеты должны быть убраны.
Боковой блок Б первой ступени
А вот как выглядит огневое днище с форсунками через критическое сечение.
Двигательный отсек бокового блока Д. Видны камеры двигателя, рама, крепящаяся к ним. Справа — ТНА. От него отходят две толстые трубы, выбрасывающие генераторный газ после турбины.
Рама двигателя упирается в клепанный силовой шпангоут. Им же ракета лежит на бандаже.
Рядом с силовым шпангоутом расположен штуцер заправки окислителя. Компоненты ракетного топлива не заливаются в баки сверху, как в бочку, а заправляются всегда снизу, так сказать, путем поднятия зеркала жидкости.
Торовые баки перекиси водорода (белый) и жидкого азота (в зеленой теплоизоляции).
Перекись водорода нужна как рабочее тело для турбины турбонасосного агрегата. В газогенераторе перекись в присутствии обычной марганцовки каталитически разлагается и образует парогаз, который попадает в турбину. Турбина раскручивает насосы окислителя и горючего. Парогаз после турбины выбрасывается за борт.
Жидкий азот поступает в теплообменник в двигателе, откуда уже в газообразном виде идет на наддув баков.
Нижнее днище бака горючего — керосина.
Толстая труба вваренная в днище — тоннельная труба, по которой окислитель жидкий кислород, из верхнего бака поступает в двигатель. Кольцевые выпуклости — зиги для увеличения устойчивости ( в плане сопромата, а не равновесия:)
За тоннельной трубой видны лепестки заборного устройства магистрали горючего.
В тонкой трубе на переднем плане расположены поплавковые датчики системы СОБИС — системы опорожнения баков и синхронизации. С синхронизацией все более-менее понятно. Топлива во всех боковых блоках первой ступени должно расходоваться синхронно. Если в каком-то баке остается топлива больше чем в других (считаем, что тяга двигателей всех боковых блоков останется одинаковой), то изменится момент инерции ракеты и придется компенсировать это изменение.
Теперь об опорожнение баков окислителя и горючего. Предположим, что расход какого-то компонента, ну допустим горючего, уменьшится по сравнению с расчетным. Соответственно тяга упадет. Система регулирования кажущейся скорости для поднятия тяги к номиналу увеличит расход обоих компонентов. Расход горючего возрастет для расчетного, но расход окислителя станет больше номинального. Он будет в буквальном смысле слова «вылетать в трубу». Можно, конечно, заправить ракету с запасом, но в больших баках этот гарантийный запас топлива будет очень большим. А поднимать лишние сотни килограммов горючего и окислителя неразумно, ведь это уменьшает выводимый полезный груз или дальность (ведь этот запас можно было сжечь в двигателе). Система опорожнения баков «следит» за уровнем компонентов топлива в каждом баке, удерживая его в заданных пределах путем изменения расхода каждого компонента. «Усы» в нижней части трубы нужны чтобы колебания жидкости в баке не влияли на работу поплавковых датчиков.
Верхнее днище бака горючего.
Тоннельная труба крепится к верхнему днищу при помощи сильфона, компенсирующего температурные деформации и угловые перемещения трубы.
За трубой виден заваренный технологический люк-лаз.
На верхнем же днище расположены штуцер наддува и дренажный клапан.
Нижнее днище бака окислителя.
Опять видно заборное устройство и труба СОБИС.
Вот так выглядит боковой блок целиком.
Узел крепления бокового блока к центральному.
Узел расположен на силовом шпангоуте блока А. Через 4 таких узла тяга двигателей боковых блоков передается на центральный блок. На этих же узлах ракета вывешивается на стартовом устройстве. В узлах крепления установлены шаровые опоры. При разделении ступеней сначала разрываются пироболтами нижние узлы крепления. Из-за того, что ось двигателя бокового блока имеет отклонение наружу относительно линии, соединяющей центр масс пустого бокового блока и верхний узел крепления, после выключения двигателя бокового блока и разрыва нижних стяжек, за счет импульса последействия двигателя (потом расскажу что это такое) блок поворачивается наружу относительно верхнего узла. Шаровой замок раскрывается. Тогда же подрываются пироболты, крепящие крышку сопла газохода разделения ступеней (она видна между боковым и центральным блоками под лючком с буквами П.П.), и через сопло выходит газ наддува бака окислителя, тем самым отводя боковой блок от центрального.
Приборный отсек.
Посередине виден толкатель, отделяющий по возможности без возмущений головную часть в конце активного участка траектории. Головную часть именно этой ракеты, конечно же, правильнее назвать боевой.
Но хотя Р-7 и могла забрасывать термоядерную боевую часть мощностью в несколько мегатонн на межконтинентальную дальность, основой ракетно-ядерного щита она не стала.
Зато в качестве ракеты-носителя для освоения космоса она зарекомендовала себя как нельзя лучше.
Вот, например, что устанавливали на «семерку» вместо БЧ.
Межпланетная станция для изучения Венеры или Марса — 2МВ и блок Л (четвертая ступень ракеты-носителя «Молния»).
Источник
47 комментариев
Да, собственно, никто не летал.
Были реакторы, которые летали на керосине. Были стенды, на которых на земле гонялись атомные движки. Но не более того.
Ща ссыль найду
с 40 минуты
Пилоты просто так сдохли?
Сказано имеено — полет на а-тяге. А-Тяга это А-двигатели включены.
Если ты в машине едишь на бензине, и тут пёрнул, мощно, это не значит что твоя машина едит на газе сероводород.
А вот если так — то да
Ну я понял тебя… Ок.
Приходилось встречать упоминания о том, что в США хотели втарить «Атлас» на ПЛ. Это вообще как бы выглядело?
Откровенно говоря, если бы USAF не дурили, то аналог «Атласа» у них мог быть уже в середине 1950-ых… Ибо HIROC Боссарта, запущенный в 1948, уже включал все решения. Но нет, закрыли.
Эм, никогда не слышал. «Юпитеры» — да, армия поначалу их делала вместе с флотом, но затем флот решил, что ему нужна твердотопливная ракета, и армия сдала позиции.
Наоборот, как раз первые лодки с ракетами — 629 и 658 проекты в СССР (ракеты Р-13 надводный старт, Р-21, подводный старт) и «Джордж Вашингтон» (Polaris-1/3, тоже подводный старт, но хуже) у американцев — это 1959 год.
Это Атлас-F, прежние модификации были ещё порнушнее.
ЧАВО?!
Для начала: Р-21 была принята на вооружение только в 1963 году.
Далее: и чем же это твердотопливный «Поларис» хуже жидкотопливной Р-21? Не считая низкой надежности ранних моделей боеголовок, «Поларис» был несравнимо проще в эксплуатации, имел большую дальность, и втрое меньшее КВО!
Предыдущие модели хранились горизонтально в надземных либо заглубленных до уровня грунта железобетонных сооружениях. Перед выстрелом ракета ставилась вертикально, заправлялась окислителем и через 15 минут — взлетала.
Сравните это с Р-7, которая хранилась вертикально на открытом стенде и готовилась к запуску почти два часа…
Это была самая ранняя версия, развернутая открыто для экономии времени. Все остальные развертывались уже в горизонтальных бункерах.
Отказ подъемника на порядок менее вероятен чем проблемы Р-7, которая была вынуждена торчать вертикально на открытой площадке. Причем все время готовности составляло около двух суток, затем ракету приходилось заменять другой и отправлять на профилактику.
Вам напомнить, что Р-7 поступила реально на вооружение ПОСЛЕ «Атласа»? :) Запустить спутник оказалось проще, чем добиться от ракеты приемлемой КВО…
Угу, и вот поэтому у США в 1962 было за полторы сотни МБР на позиции, готовых стартовать через 5-15 минут, а у СССР — от силы 20, причем треть из них составляли Р-7. :)
Но бесполезная…
Достойный ветеран, спору нет.