Роль Глушко в Космонавтике.

[Salo]

В 36 году сделать однокамерный двигатель с тягой  900 кгс Глушко не мог (как впрочем и никто в мире). Но уже тогда было понятно, что такой двигатель может найти применение.

[Salo]

М.Д.Евтифьев "Штурм неба", стр.177-184:

Серия ЖРД В.П.Глушко для авиационных ускорителей.
  Однокамерный реактивный двигатель РД-1 предназначался в качестве вспомогательного двигателя – ускорителя для самолётов с целью кратковременного улучшения их взлетных, скоростных и высотных характеристик.
Расчетные данные РД-1: топливо — азотная кислота (ОСТ-701—41) и тракторный керосин (ОСТ-6460); максимальная тяга у земли — 300 кгс; расход топлива на режиме максимальной тяги — 1,5 кг/с; давление в камере сгорания — 22,5 атм; продолжительность непрерывной работы на максимальной тяге — 30 минут; число оборотов вала насосного агрегата 2000 об/минут; ресурс до первой переборки — 45 минут.
Двигатель РД-1 состоял из следующих агрегатов, которые раздельно монтировались на самолете: собственно двигателя (камеры сгорания с агрегатами пуска и управления), располагавшегося в хвостовой части фюзеляжа или мотогондолы или в крыльях самолета; насосного агрегата, приводимого от основного двигателя самолета либо непосредственно, либо через трансмиссионный вал; блока дроссельных вентилей и магистралей азотной кислоты и керосина. Блок дроссельных вентилей управлялся из кабины летчика, где находились также табло и щиток с приборами управления и контроля.
Система управления режимом работы питалась от бортовых аккумуляторов и баллонов сжатого воздуха. Двигатель допускал до пяти повторных пусков за один полет (лимитировала емкость пускового бачка).
Камера сгорания смонтирована на раме ракетного двигателя вместе со следующими агрегатами: агрегатом пуска, пусковым карбюратором, фильтрами кислотным и керосиновым, топливными клапанами кислотным и керосиновым и управляющим электромагнитным пневмоклапаном. Камера сгорания двигателя состояла из камеры зажигания и собственно камеры сгорания с соплом. Камера зажигания имела разъем, ее передняя половина, снабженная ребрами, охлаждалась воздухом, задняя — керосином. Камера сгорания состояла из головки, охлаждаемой керосином, и камеры-сопла, охлаждаемой азотной кислотой.
Зазор для протока жидкостей выдерживался между контуром рубашек охлаждения головки и камеры-сопла и профильными разъемными вкладышами. В средней части головки камеры располагались форсунки азотной кислоты и керосина, центробежные, закрытые, с гидравлически управляемой иглой. Корпус форсунок изготовлены были в основном из стеллита (сплав на основе кобальта, хрома и др. компонентов). Материал распылителей кислотных форсунок — стеллит, керосиновых — ЭЖ-2. Топливо, просочившееся через уплотнения форсунок, дренажировалось через запорные клапаны.
  Стяжные болты камеры с пружинными шайбами допускали температурные расширения деталей камеры без нарушения герметичности соединений. Выходная часть сопла снабжалась сальниковым уплотнительным устройством, не препятствовавшим температурным перемещениям сопла относительно рубашки.
Пусковая эфирновоздушная смесь подводилась в камеру зажигания через пусковой клапан, керосин — через штуцер в горловине рубашки камеры сгорания, азотная кислота — через штуцер в горловине рубашки сопла. На камере сгорания были установлены свеча накаливания, пусковой клапан, реле давления, заливочные и запорные вентили.
Авиационное применение ЖРД потребовало создания камеры сгорания с повышенным ресурсом работы, поэтому особое внимание уделялось интенсификации охлаждения. Для изготовления стенок камеры сгорания использовались металлы, обладающие пониженными значениями модуля упругости, коэффициента линейного расширения, коэффициента Пуассона и повышенными значениями коэффициентов теплопроводности и прочности при рабочей температуре. Это в сочетании с малой толщиной стенки, снабженной ребрами-радиаторами со стороны, смачиваемой охлаждающей жидкостью, должно было обеспечивать повышенную стойкость стенок камеры сгорания.
С 1941 г. разрабатывались методы интенсификации теплообмена путем уменьшения толщины пограничного слоя и удаления из него газообразных продуктов.
  Турбулизация пограничного слоя в наиболее напряженных участках камеры — в области втекания и в критическом сечении сопла — достигалась с помощью системы сверлений в алюминиевом вкладыше сопла, позволявшей через дозирующие жиклеры отбирать компонент из областей с повышенным давлением.
Насосный агрегат крепился к плите передним фланцем. В составном алюминиевом корпусе насосного агрегата располагались два валика из нержавеющей стали, сделанные как одно целое с шестернями, нагнетающими азотную кислоту. На шлицы тех же валиков были посажены ведущие шестерни, нагнетающие керосин, а между зубьями кислотных шестерен устанавливался га-
рантированный зазор, исключавший их касание и срабатывание. Каждый валик имел три игольчатых опорных подшипника. При этом обеспечивался также гарантированный зазор между корпусом и торцами шестерен насоса окислителя. Уплотнение создавалось графитированными асбестовыми сальниками. Просачивющаяся через сальники жидкость отводилась по внутренним отверстиям в полости всасывания насоса. На насосном агрегате были установлены редукционные клапаны, выполнявшие также функции предохранительных клапанов, защищавших тракты от гидравлического удара.
В 1944 г. в ОКБ В.П. Глушко А.А. Мееровым были разработаны нитромасло и нитросмазка, не реагирующие с азотной кислотой. Они успешно применялись в уплотнениях и шарикоподшипниках двигателей РД-1, РД-1ХЗ, РД-2 и РД-3.
Для отработки зажигания было выполнено 24 полета самолета Пе-2 на высотах до 7000 м. После проведения отладочных наземных огневых испытаний в 1943 г. на этом же самолете выполнили 38 пусков двигателя РД-1 на земле и 11 — в полете. Наибольшая длительность непрерывной работы двигателя РД-1 на режиме полной тяги в полете составляла 10 минут и определялась емкостью топливных баков. Испытания самолета Пе-2 продолжили в 1944—1945 гг. с целью увеличения надежности и высотности системы зажигания, проведя 49 наземных и 38 летных огневых испытаний. Предпочтение было отдано хорошо отработанной к тому времени системе повторного химического зажигания вместо примененной ранее эфирновоздушной системы зажигания со свечой накаливания и кислородной подпиткой.
В 1944—1945 гг. двигатели РД-1 проходили наземные и летные испытания не только на самолете В.М. Петлякова (Пе-2), но и на самолетах-истребителях конструкции С.А. Лавочкина (Ла-7), А.С. Яковлева (Як-3), П.О. Сухого (Су-6).
Усовершенствованный двигатель РД-1, имеющий химическое зажигание и ряд конструктивных нововведений, получил название РД-1ХЗ. Обе внутренние детали камеры сгорания РД-1ХЗ —камера-сопло, изготовленная из нержавеющей стали ЭЖ-2, и головка из жаростойкого алюминиевого сплава ДПС — соединялись при помощи стальных рубашек из ЭЖ-2. Между рубашками и внутренними деталями камеры был образован проход для азотной кислоты в камере-сопле и керосина — в головке. Для улучшения условий охлаждения на наружных поверхностях камеры-сопла и головки камеры сгорания были сделаны продольные и спиральные ребра. У горловины головки и у сопла были поставлены разъемные алюминиевые вкладыши с внутренним профилем, соответствующим профилю деталей камеры.
Керосин входил за рубашку головки камеры сгорания и проходила охлаждая камеру, к ее средней части — к форсуночному поясу. Азотная кислота подавалась за рубашку камеры-сопла через штуцер у критического сечения, получала закрутку и проходила сначала к выходной части сопла, а затем по ребрам между вкладышем и камерой-соплом направлялась к форсункам.
Форсунки были расположены в головке камеры сгорания наклонно к ее оси и направлены в сторону от сопла. По устройству форсунки не отличались от тех, которые применялись в двигателе РД-1.
По оси камеры была расположена пусковая форсунка, через центральную часть которой проходило пусковое горючее, а по кольцевому пространству вокруг этого клапана — азотная кислота.
В качестве пускового горючего, самовоспламеняющегося при смешении с азотной кислотой, в двигателе РД-1ХЗ применялся разработанный в ОКБ в 1945 г. А.А. Мееровым продукт Б23—75, представляющий собой смесь 75 % (по весу) карбинола и 25 % бензина Б-70. Химическое зажигание двигателя РД-1ХЗ вначале было отработано на стенде, а затем на самолете Пе-2.
  Насосный агрегат двигателя РД-1ХЗ состоял из двух секций: азотнокислотной и керосиновой. Насос был шестеренчатого типа, причем шестерни керосиновой секции насоса являлись ведущими, обеспечивая гарантированный зазор по зубьям и торцам шестерен кислотного насоса.
  Пневмогидравлическая схема РД-1ХЗ работала следующим образом. Азотная кислота и керосин подавались в камеру сгорания насосным агрегатом, приводимым в действие от основного авиадвигателя. Привод осуществлялся через фрикционную муфту, включаемую подачей масла под давлением через электрогидроклапан, открывавшийся при помощи концевого выключателя сектора управления двигателем.
Напорные линии кислоты и керосина были соединены через блок дроссельных вентилей с всасывающими линиями насоса. ПРИ закрытых вентилях насосный агрегат развивал наибольшее давление подачи, что соответствовало максимальной тяге двигателя. При открытии вентилей давление кислоты и керосина падало, обусловливая снижение тяги. Так регулировалась тяга ЖРД при неизменном числе оборотов авиационного двигателя.
Предохранительные клапаны насосного агрегата открывались при повышении давления подачи сверх максимального и стравливали избыток жидкости в линию всасывания.    
Азотная кислота и керосин из насосного агрегата через фильтры подавались к топливным клапанам, которые открывались при помощи сжатого воздуха, поступающего через электромагнитный пневмоклапан, а закрывались пружинами. При работе двигателя компоненты топлива через клапаны подавались в камеру сгорания, причем азотная кислота перед входом в форсунки охлаждала камеру и сопло, а керосин — головку.
Запуск двигателя осуществлялся одновременной подачей в пусковую форсунку азотной кислоты и пускового горючего. Азотная кислота подавалась насосным агрегатом, а горючее —из бачка. Пусковое горючее при контакте с азотной кислотой самовоспламенялось и образовывало зажигательный факел. Возникающее при этом небольшое давление в камере использовалось для открытия топливных клапанов и перехода на основной режим.
С целью исключения гидравлического удара и взрывов в камере при запуске (как и в двигателе РД-1), в полость охлаждения предварительно заливали компоненты топлива, затем следовал ступенчатый режим запуска. Был предусмотрен слив компонентов из гидравлических трактов камеры при ее выключении. Фактический ресурс двигателя РД-1ХЗ был доведен до нескольких часов.
В процессе отработки двигателя РД-1ХЗ было проведено 2200 пусков, из них 228 на самолете Пе-2. Одновременно двигатели РД-1ХЗ отрабатывались на самолетах А.С. Яковлева (Як-3), С.А. Лавочкина (Ла-7Р и 120Р) и П.О. Сухого (Су-7).
Двигатели РД-1 и РД-1ХЗ находились в серийном производстве. Эти двигатели прошли стендовые и летные испытания, а РД-1ХЗ в 1946 г. прошел и государственные испытания.
С целью увеличения тяги вдвое по сравнению с РД-1 был разработан однокамерный двигатель РД-2, у которого были увеличены длина цилиндрической части камеры-сопла, число топливных форсунок и внесен ряд конструктивных изменений, отражавших опыт предшествовавших исследований.
В двигателе РД-2, так же как и в предыдущих двигателях этого семейства, применялся насосный агрегат шестеренчато типа, отличавшийся от насосного агрегата двигателя РД-1ХЗ повышенным числом оборотов.
Пневмогидравлические схемы двигателей РД-2 и РД-1ХЗ были сходны между собой, но в схему РД-2 были введены усовершенствования, обеспечившие более мягкий запуск.
Пневмогидравлическая и электрическая схемы двигателя как более доработанные по отдельным элементам, были приняты в порядке унификации и для двигателя РД-1ХЗ со второй половины 1946 г.
   Двигатель РД-2 прошел в 1947 г. государственные испытания обладал фактическим ресурсом в несколько часов (ресурс лимитировался износом шестерен насоса).
   Основные данные двигателя: тяга у земли — 600 кгс; расход топлива 3 кг/с; продолжительность непрерывной работы на номинальной тяге — 6 минут (лимитировалась емкостью топливных баков); гарантированный ресурс до первой переборки — 1 час; давление в камере сгорания — 21 атм. Число оборотов вала насосного агрегата — 2300 об/мин.
Рассматриваемую серию двигателей завершал опытный трехкамерный ЖРД РД-3, проходивший в 1944—1945 гг. стендовые испытания. Он представлял собой автономный двигатель, так как для подачи азотной кислоты и керосина впервые использовался турбонасосный агрегат, насосы которого приводились во вращение от газовой турбины. Рабочим телом турбины ТНА являлись продукты сгорания топлива ЖРД (азотной кислоты и керосина), вырабатывавшиеся в специальном агрегате — газогенераторе. В двигательную установку РД-3 входили три камеры сгорания типа РД-1, каждая из которых была укомплектована обслуживающими агрегатами: карбюратором, реле давления газа, фильтрами, топливными и управляющими электромагнитными пневмоклапанами, заливочными вентилями. Тяга двигателя у земли составляла 900 кгс, в пустоте — 1000 кгс; РД-3 мог регулироваться по тяге от 100 до 1000 кгс. На режиме форсажа (разбег, форсированный набор вертикальной и горизонтальной скорости) работали все три камеры, изменяя тягу в диапазоне от 100 до 900 кгс; на режимах горизонтального полета, рулежки и посадки могла работать лишь одна камера, обеспечивая тягу в диапазоне от 100 до 250 кгс. Давление в камере сгорания достигало 22,5 атм.
Управление двигателем было полностью автоматизировано, введена автоблокировка для исключения аварий при неправильном запуске двигателя. Включение камер и управление двигателем (запуск, регулирование тяги, остановка) осуществлялись с помощью лишь одной ручки сектора управления, снабженного концевым выключателем и связанного с блоком дроссельных вентилей газогенератора. Дросселированием устанавливалось определенное давление в газогенераторе и соответствующее ему число оборотов турбонасосного агрегата, а следовательно, и тяга двигателя. Конструкция двигателя включала дистанционное управление пусками и остановками.
Газогенератор включал в себя три камеры: зажигания, сгорания и смешения, турбонасосный агрегат состоял из активной одноступенчатой турбины, редуктора числа оборотов, масляного агрегата, кислотного, керосинового и водяного насосов. Подшипники турбины — скольжения (один из них имел водяное охлаждение). Максимальное число оборотов вала турбины — 26 000 в минуту.
В первом варианте ТНА применялся высокооборотный трехступенчатый центробежный кислотный насос, ротор которого вращался на шарикоподшипниках. Лопастные керосиновый и водяной насосы этого варианта имели одинаковую конструкцию. Роторы их были уравновешены, а корпусы имели профилированный контур. Для обеспечения нормальной работы керосиновый и водяной насосы снабжались предохранительными клапанами.
Во втором варианте ТНА все насосы были центробежными. Компоненты топлива в газогенератор поступали из бачков под давлением сжатого газа.
За период с 1940 по 1946 г. конструкторское бюро В.П. Глушко создало серию двигателей РД, отличавшихся рядом достоинств. Предназначаясь для самолетов, они обеспечивали изменение тяги в широком диапазоне и были вполне надежными.
В этих двигателях впервые было применено пакетное соединение нескольких камер, получившее в дальнейшем широкое развитие в отечественном ракетном двигателестроении, введены турбонасосные агрегаты и газогенераторы к ним. Наконец, процессы пуска управления и выключения двигателей были полностью автоматизированы.

[Гость 22]

В 36 году сделать однокамерный двигатель с тягой  900 кгс Глушко не мог (как впрочем и никто в мире).

Точнее - никто в СССР: в Германии в 36 году уже был полуторатонник для A-3 и He-112.

Но уже тогда было понятно, что такой двигатель может найти применение.

На самом деле уже тогда (и даже много раньше) было понятно, что рано или поздно тяга двигателей должна будет измеряться десятками тонн и более. Они же почти все о межпланетных полетах мечтали...

[Гость 22]

Интересная цитата о двигателе Исаева:

Конструктивное решение шариковых клапанов, имеющихся в каждой форсунке и надежно запирающих ее, представляет особый интерес. Их надежность и высокое качество позволили решить одну из важных задач по созданию многоразового двигателя.
...
Следует сказать, что этот первый двигатель имел такой чистый, великолепный останов, какого, увы, не имел с тех пор никакой другой. Он был первым и последним двигателем без хвоста, по-видимому, вовсе без импульса последействия.

А также интересная история:

Способ связи оболочек промежуточными полосками оказался в дальнейшем несовершенным и довольно быстро был заменен лучшим. Следующим шагом стала связь точечной сваркой по выштамповке в наружной оболочке. Наиболее совершенным оказалось скрепление пайкой - соединялись гладкие оболочки с промежуточной гофрированной вставкой или внутренняя оболочка с выступами и каналами, образованными фрезерованием с гладкой наружной оболочкой. Исаев оказался пионером в намерении осуществить соединение пайкой связанных оболочек камер и построить печь для пайки. Папка же камер с гофрированными проставками впервые была отработана в ОКБ В. П. Глушко, и ОКБ Исаева частично использовало в дальнейшем их опыт.

Вот как описывает Н. А. Буланов, главный специалист по пайке в исаевском ОКБ, поездку Алексея Михайловича со своими сотрудниками на завод В, П. Глушко за опытом изготовления гофрированных проставок в середине 50-х годов.

"Целью командировки была "разведка боем" - необходимо было во что бы то ни стало узнать технологию изготовления гофрированных проставок для паяных камер. Саму технологию пайки заимствовать не собирались, мы ее примерно знали, и проведенные нами опытные работы показали, что в этом отношении нам следует идти своим путем. Но вот как изготовить нужные гофрированные проставки, мы не знали, "ума не хватало". Мы самостоятельно научились делать приличную гофрированную ленту посредством "доморощенных" рифленых зубчатых вальцов, приводимых во вращение посредством Сергея Егоровича Швыркова через трансмиссию в виде Г-образной рукоятки. Эту гофрированную ленту мы свертывали, сваривали и получали отличные гофрированные цилиндры и даже конусы научились делать из раскроя, который получался на конических зубчатых вальцах, а вот как получить гофры по сложному профилю камеры ожевальной формы, по критике и т. д., никак не могли придумать. Но ждать было некогда, от заказчиков были получены задания, жесткие по срокам и техническим требованиям. Выполнение их могло быть осуществлено только благодаря более совершенным камерам сгораиия. Из связанных между собой точечной сваркой оболочек камер было выжато все. Нужна была паяная камера.

Поначалу пришли к Александру Ивановичу Мужичкову (он в то время был гл. инженером на заводе), Мужичков оказался другом Алексея Михайловича и прятать от него ничего не собирался, но, к сожалению, как делают гофры, Мужичков сам толком не знал. Привел нас Александр Иванович к кладовой, где должны были находиться готовые гофры. Мы вошли в кладовую и были ошеломлены приятной неожиданностью - с полок на нас смотрели отлично отформованные проставки различной конфигурации, некоторые из них по форме очень напоминали думские юбки-плиссе с мини-талией. У Алексея Михайловича от восхищения холодный лот на лбу выступил, оп его платком, как промокашкой, то и дело удалял со лба и изредка потирал побагровевшую шею. "Вот это да..." - произнес Алексей Михайлович. "Так объясните и покажите, как их делают",-обратился он к Мужичкову. "Да я точно сам не знаю,- ответил Мужичков,- знаю, что штампуют по одному зигу в рифленых штампах, получают гофрированную ленту, потом ее свертывают в цилиндры и сваривают, а затем доформовывают какими-то выколотками". "Черт побери,- начал возмущаться наш начальник,- ну дай же ты мне, наконец, человека, который делает их и знает, как делаются они". Мужичков вышел из кладовой и обещал привести. Мы с Фокиным и Баресковым стояли как оплеванные за свою беспомощность и недомыслие, а Алексей Михайлович восхищался гофрами, вертя их по очереди в руках, и бурчал: "Ух, сукины дети, какие они молодцы, и как только они их штампуют". Вскоре появился Мужичков и привёл с собой слесаря-медника в замасленной черной спецовке, чем-то напоминающего нашего медника Швыркова, только без рябин. "Вот он их делает",- показывая на медника, говорит Мужичков. "Ну, так расскажите, дорогой",- обращается к нему Исаев. "Да, делаются они у нас примитивно, дедовским способом, я их надеваю на оправку и формую вокруг оправки резиновым самодельным молотком, чтобы гофринки не разминались при ударах". "Позволь,- с недоверием возражает Алексей Михайлович,- как же так, ведь при такой формовке или, точнее, их гибке будет изменяться шаг и, следовательно, высота гофров",- "Высоту я не меряю, а шаг, наверно, конечно, меняется, но ведь это никого не беспокоит". Нам не хотелось верить, что все это так просто, но мы уже не сомневались в железной логике опытного медника.

Но все же для окончательного убеждения мы попросили его при нас совершить эту операцию. Медник провел нас на рабочее место к оправке, надел на нее цилиндрическую гофрированную заготовку и привычными отработанными движениями, как бы немного приплясывая вокруг круглой оправки, с ловкостью жонглера ударял каким-то резиновым набалдашником по заготовке и через минуту отдал нам эту гофрированную деталь для оценки качества. Мы были в восторге от качества формованного гофра и в слезах от обиды за свое недомыслие о такой простоте изготовления. Ведь сколько было предложений, сколько прорисовывалось вариантов различных штампов сложнейшей конфигурации, которые и изготовить-то немыслимо, не говоря о том, что они, конечно бы, не стали работать, а оказалось все так просто.

Дальнейшие подробности окончания этой командировки у меня не остались в памяти. Только помнится, как на другой день мы колотили на оправках гофры. Чем мы их, бедных, только ни колотили, и они, конечно, у нас получились не такие гладкие, как мы видели в кладовой, но уже вполне походившие на дело.

http://www.isaev-a-m.ru/is99.htm

[Гость 22]

Кстати, Исаев впервые посетил ОКБ, в котором Глушко делал свой РД-1, в августе 1942 года.

[Salo]

http://www.astronaut.ru/bookcase/books/salah05/text/08.htm

Весной 1944 г. в НИИ реактивной авиации было организовано двигательное ОКБ, руководителем которого стал A.M. Исаев [35, с. 32]. Сотрудники этого ОКБ за короткий срок добились замечательных успехов в разработке ЖРД и, в частности, в решении проблемы охлаждения, поэтому целесообразно рассмотреть здесь их работы более подробно.
Прежде всего A.M. Исаев обратил серьезное внимание на отработку форсуночной головки, так как было замечено, что на тепловые потоки сильно влияет строение факела, определяемое расположением форсунок. В ходе работ была установлена одна важная закономерность, сущность которой заключается в том, что наличие в пристеночном слое продуктов сгорания избытка окислителя увеличивает тепловой поток в стенку и, наоборот, наличие на периферии головки форсунок горючего снижает этот поток [35, с. 33].
Интересно, что еще при отработке двигателя РДК-1–150 было обнаружено, что в местах, где окислитель попадает на стенку, наблюдается ее оплавление, но в то время исследователи удовлетворились тем, что в результате изменения угла наклона форсунок кислорода это явление было ликвидировано, и не сделали тех выводов, к которым пришли специалисты ОКБ A.M. Исаева.
Второе важное заключение, сделанное исследователями этого ОКБ, состояло в том, что шатровая головка дает сильное «жгутирование», т. е. большое насыщение компонентами топлива центра камеры в ущерб периферии, приводящее к потере удельного импульса [35, с. 33].
Эти результаты закономерно привели к тому, что уже на следующем двигателе A.M. Исаева РД-1М головка была сделана плоской с шахматным расположением форсунок, причем каждая форсунка горючего находилась в окружении четырех форсунок окислителя, а периферийные форсунки окислителя были скошены и направляли поток в центр камеры [35, с. 34]. При такой конструкции головки на стенках камеры оказывался избыток горючего, приводивший к снижению теплового потока от продуктов сгорания.
Выше уже отмечалось, что увеличение размеров камер двигателей вызывало необходимость увеличивать и число заходов охлаждающего тракта (при неизменных его размерах), так как в противном случае гидравлические потери становились большими. Л.С. Душкин на ЖРД Д-1-А-1100, увеличив тягу по сравнению с двигателем РДК-300 почти в 4 раза, сделал, как уже отмечалось, вместо четырехзаходного всего шестизаходный охлаждающий тракт. Гидравлические потери только на одном сопле этого двигателя составляли довольно заметную величину 20,3 кгс/см2 (2,07 МПа) [35, с. 35].
A.M. Исаев на своем двигателе сделал сопло гладким, т. е. без оребрения, а на камере сгорания была создана 24-заходная нарезка, служившая в основном для обеспечения жесткости камеры. В результате гидравлические потери в охлаждающем тракте стали составлять всего 3,7 кгс/см2 (0,378 МПа) [35, с. 35].
Умеренные тепловые потоки в стенку, обусловленные использованием внутреннего охлаждения, а также достаточное количество расхода азотной кислоты логично привели к отказу от охлаждения двумя компонентами топлива и к переходу к использованию в качестве хладагента одного только окислителя. Это решение было в то время очень прогрессивным, так как при охлаждении керосином на стенке откладывался кокс («коксик») [35, с. 35], постепенно, по мере его накопления, ухудшавший теплоотдачу к хладагенту.
В июле 1946 г. двигатель РД-1М прошел стендовые испытания и начал испытываться при наземных экспериментах на самолете [35, с. 32].
Весьма существенное достижение в области решения проблемы охлаждения было сделано на следующем двигателе, получившем индекс У-1250 («У» — упрощенный, 1250 — тяга в кгс).
В 1944 г. специалисты ОКБ изготовили камеру сгорания из листа вместо применявшихся до этого точеных конструкций. При этом, как и следовало ожидать, они столкнулись с трудностью фиксации зазора между стенками камеры. Сначала была сделана попытка обеспечить фиксацию зазора охлаждающего тракта с помощью проволоки, расположенной продольно по камере и приваренной к ней по концам. Однако такая камера в ходе огневого испытания потеряла устойчивость [35, с. 38; 9, с. 97]. После ряда безуспешных попыток решить эту проблему была создана камера, у которой рубашка была приварена точечной сваркой к внутренней стенке через промежуточные ленты, расположенные продольно по длине камеры [35, с. 49–50].
Целесообразность этого решения в то время была далеко не столь очевидна, как это может показаться в настоящее время. Здравый смысл говорил, что такая конструкция должна неминуемо разрушиться из-за различного теплового расширения внутренней, «горячей» и внешней, «холодной» стенок двигателя. Однако практика показала, что такая конструкция хорошо работает. При этом оказалось, что внешняя стенка воспринимает часть нагрузки от давления хладагента на внутреннюю стенку, которую в результате можно было делать достаточно тонкой. В настоящее время камеры, у которых внутренняя и внешняя стенки тем или иным способом связаны между собой, называются «связанными». Следует отметить, что такая конструкция создавала предпосылки для повышения давления в камере, хотя камера ЖРД У-1250 еще не была рассчитана на работу при высоком давлении.
На этом двигателе был сделан еще один шаг в совершенствовании внутреннего охлаждения. Огневые испытания неохлаждаемой камеры показали, что против периферийных форсунок окислителя через 5 с работы двигателя возникал прогар 20-миллиметровой стенки сопла. Для того чтобы избежать этого, между кислотными периферийными форсунками и стенкой камеры были просверлены полуторамиллиметровые отверстия, через которые подавалось горючее. Исследователи сразу же заметили эффект от этого усовершенствования: тепловой поток в стенку в местах дополнительной подачи горючего стал меньше [35, с. 43].
В сентябре 1946 г. двигатель У-1250 успешно прошел заводские испытания [35, с. 50], и его появление стало важным шагом в области решения проблемы охлаждения.

[Salo]

Исаев А.М.
Первые шаги к космическим двигателям. Москва. Машиностроение. 1978 г. 64 стр. Тираж 7 600

Книжка вообще интересная, с множестом фотографий и схем двигателей, форсуночных головок и т.п.

[Salo]

О ЛЕОНИДЕ СТЕПАНОВИЧЕ ДУШКИНЕ:
http://aviarus-21.narod.ru/Publishing/Books/Pvo/17.htm

[Salo]

А исаевского?  :wink:

А что такого особенного в области ЖРД сделал Исаев самостоятельно до своего знакомства с немецкой техникой вместе с Глушко?

Получается, что не так и мало: связанная КС, плоская форсуночная головка, шахматное расположение форсунок.
И тяга 1,4-2 тс на одну КС.

[Гость 22]

Получается, что не так и мало: связанное сопло, плоская форсуночная головка, шахматное расположение форсунок.
И тяга 1,4-2 тс на одну КС.

Однако барьер тяги 3 т на камеру раньше Глушко перешагнуть "не сумел"

Salo, меня удивляет Ваше стремление во всей деятельности Глушко видеть только недостатки ("не мог", "не умел", "боялся", "заимствовал" и т.д.). Причем зачастую - "существующие" только в Вашей интерпретации.

[Salo]

"Адвокат дьявола" или "плохой мент".  :wink:
Умалить роль Глушко сложно. Слишком велик он для этого. Но подправить некоторые "победные реляции" считаю необходимым. А иначе о чём бы мы тут спорили? :roll:

[Гость 22]

Но подправить некоторые "победные реляции" считаю необходимым. А иначе о чём бы мы тут спорили? :roll:

Однако перегибать палку тоже не стоит.

[AceIce]

Однако перегибать палку тоже не стоит.

А в чём, собственно состоит перегибание палки у Salo? Хотим мы того или нет, но деятельность Глушко более деструктивна, чем деятельность любого другого Главного. Успехи сомнительны, но это на мой взгляд. Но самое интересное, что никто, даже из его сторнииков не станет отрицать того факта, что указанный товарисч, пока был у власти, так хорошо подчистил хвосты в истории, что варвары, разгормившие римские библиотеки в ужасе курят в сторонке.

[Дмитрий Виницкий]

История не знает сослагательного наклонения.

[Гость 22]

А в чём, собственно состоит перегибание палки у Salo? Хотим мы того или нет, но деятельность Глушко более деструктивна,..

Да вот хотя бы его последнее перегибание: Глушко не сумел перешагнуть барьер тяги 300 кг на камеру; после достижения этого барьера тяга стала падать (подразумевается, что он столкнулся с непреодолимыми трудностями на этом "барьере"). А вот Душкин с Исаевым - смогли!

[AceIce]

История не знает сослагательного наклонения.

И причём здесь эта весьма расхожая фраза? Тема о Глушко как о личности, я считаю, что  Salo не передёргивает. Деятельность В.П.Г. деструктивноа по итогам реальной истории. См. реальные достижения советской космонавтики к 1989 году в сравнении с американской.

[Frontm]

См. реальные достижения советской космонавтики к 1989 году в сравнении с американской.

А здесь Вы не передёргиваете?

[Гость 22]

Тема о Глушко как о личности, я считаю, что  Salo не передёргивает. Деятельность В.П.Г. деструктивноа по итогам реальной истории.

И на этом основании Вы тоже (как и Salo) считаете, что Глушко в 1936 году столкнулся с барьером тяги 300 кг на одну камеру?

По-моему, Вы оба чрезвычайно не объективны. Вы относитесь отрицательно к личности Глушко (что я вполне могу понять), и смотрите через призму своего отношения к нему на всю его техническую деятельность, в том числе довоенную (а вот это я понять не могу).

[AceIce]

А здесь Вы не передёргиваете?

Нет.

[Дмитрий Виницкий]

Т.е. предлагается заниматься альтернативной историей. Если бы бабушка была дедушкой... Мы имеем, что имеем, и обсуждение, кто прав, кто виноват - совершенно пустое занятие. Ничем не продуктивней политического флуда в черной дыре.