Техника и вооружение 2007 07 - Коллектив авторов - Страница 21

Пневмогидравлическая система ракеты А-4:

1 — семибаллонная батарея; 2,3 — пятиштуцерная разьемная колодка; 4 — главный клапан пневмощитка; 5 — ручной запорный вентиль; 6 — манометр; 7 — редуктор пневмощитка; 8 — электропневмоклапан пневмощитка; 9 — обратный клапан; 10, 11-управляющие электропневмоклапаны системы наддува и заполнения спиртового бака; 12 — обратный клапан; 13 — электропневмоклапаны управления главными клапанами компонентов; 14 — главный спиртовой клапан; 15 — главный кислородный клапан; 16 — трехбаллонная батарея; 17 — заправочный патрубок спиртового бака; 18 — клапан заполнения спиртовой магистрали; 19 — дроссель; 20 — клапан наддува спиртового бака скоростным напором атмосферного воздуха; 21,22 — сливные клапаны спирта; 23 — клапан заправки жидким кислородом; 24 — дренажный кислородный клапан; 25 — датчик уровня жидкого кислорода; 26 — управляющий электропневмоклапан; 27 — клапан подпитки жидким кислородом; 28 — заправочный патрубок бака перекиси; 29 — заправочный патрубок бачка перманганата натрия; 30, 31 — дренажные патрубки; 32 — дренажный клапан бака перекиси; 33 — дренажный клапан бачка перманганата натрия; 34 — реле наддува бака жидкого кислорода; 35 — электропневмоклапан; 36 — блокирующие реле; 37 — клапан наддува бачков системы зажигания; 38 — бачки с самовоспламеняющимися компонентами зажигающего топлива; 39 — форсуночная головка зажигательного устройства; 40 — главный клапан ПГГ; 41,42- обратные клапаны перманганата и перекиси; 43 — электропневмоклапан управления главной ступенью; 44 — клапан конечной ступени; 45 — клапан главной ступени; 46 — реактор; 47 — турбина; 48. 49 — насосы; 50 — теплообменник; 51 — заборник для наддува спиртового бака; 52 — электропневмоклапан; 53 — реле давления в системе подачи перманганата натрия; 54 — редуктор ПГГ; 55 — вентиль сброса давления; 56 — блокирующий манометр; 57 — клапан настройки редуктора; 58 — электродатчик уровня спирта; 59 — управляющий электропневмоклапан.

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.

Два прибора в комплекте бортовой аппаратуры ракеты А-4 в качестве основного элемента использовали трехстепенной гироскоп. С датчиков гировертиканта снимались сигналы, пропорциональные отклонениям корпуса ракеты от оси гироскопа по крену и рысканью, что обеспечивало стабилизацию исходной ориентации ракеты по этим каналам. Но в плоскости тангажа такого заданного постоянного положения не было: ракета должна была отрабатывать программный маневр, постепенно наклоняясь в сторону цели. Можно было бы с использованием ряда сложных устройств заставить ось так называемого гирогоризонта постепенно менять свое направление, но это привело бы к многократному ухудшению точности. Поэтому при помощи программного механизма с профилированным эксцентриком, движимым шаговым мотором, проворачивали своего рода шкалу, относительно которой потенциометром обратной связи замерялось отклонение оси гироскопа. В результате датчик гирогоризонта определял отклонение не от исходного (вертикального), а от заданного на данный момент программного наклонного положения ракеты в плоскости тангажа. Электрические импульсы на шаговые моторы программного механизма поступали с частотой 45 Гц, задаваемой с достаточной стабильностью специальным вибратором.