Чванов В.К. (ред.) «НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко. Путь в ракетной технике» (к 75-летию предприятия)

 
 


Навигация:
Электрический ракетный двигатель
Серия ОРМ (опытный ракетный мотор)
Изыскания типа зажигания, метода запуска и систем смешения при испытании на различных компонентах топлива
ОРМ-50 и вагон залитый азотной кислотой
ОРМ-52
Использование заготовок артиллерийских снарядов для изготовления камер сгорания и стендовых баков
ОРМ-65 для применения на ракетоплане РП-318-1 и крылатой ракете «212» конструкции С.П. Королева
Двигатель РД-1
Изучение немецкого опыта ракетостроения
Двигатель РД-100 для Р-1
Двигатель РД-101 для Р-2
Двигатель РД-103М для Р-5
Переход на керосин - кислород
Экзотические компоненты: от фторсодержащих окислителей до суспензии гидрида бериллия
Создание высокоэкономичного кислородно-керосинового двигателя большой тяги для Р-7
Доводка двигателей РД-107 и РД-108 для Р-7
Двигатель РД-214 (8Д59) для Р-12
Двигатель РД-119 (8Д710) для второй ступени РН «Космос» (11К63)
Двигатель РД-111 (8Д716) первой ступени МБР Р-9А
Двигатели РД-216, РД-218 и РД-219 (семейство однотипных двигателей на основе базового двигательного блока РД-215)
Разработка «Космос-3» — двухступенчатой космической ракеты на базе одноступенчатой боевой ракеты Р-14
Двигатели РД-251 (8Д723) и РД-252 (8Д724) первой и второй ступеней ракеты Р-36 (8К67)
Двигатели РД-261 (11Д69) и РД-262 (11Д26) первой и второй ступеней РН «Циклон»
Двигатель РД-253 (11Д43) первой ступени РН семейства «Протон»
Опытный двигатель РД-301 (11Д14) на топливной паре: жидкий фтор - жидкий аммиак
Двигатель РД-270 (8Д420) первых ступеней альтернативной лунной ракеты УР-700
Двигатели РД-264 (15Д119) и РД-268 (15Д168) первых ступеней МБР Р-36М и МР-УР-100
Двигатель РД-274 (15Д285)
Двигатели РД-170 (11Д521) и РД-171 (11Д520) второй ступени РН «Энергия» РН «Зенит»
Двигатель РД-120 (11Д123) второй ступени РН семейства «Зенит»
Трёхкомпонентный ЖРД РД-701 многоразовой транспортно-космической системы МАКС и РД-704 (однокамерный вариант РД-701)
Двигатель РД-180 первой ступени РН семейства «Атлас»
Экспериментальный двигатель РД-502 на компонентах: высококонцентрированная перекись водорода - пентаборан
Опыты с использованием металлизированного порошкообразного горючего
Оптимизация формы ракетных сопел
ЭРД с ядерным источником электроэнергии
Термоядерный ракетный двигатель

Электрический ракетный двигатель

Дипломник Ленинградского университета В.П. Глушко был приглашен в ГДЛ для реализации идей, изложенных им в спецчасти своего дипломного проекта под названием “Металл как взрывчатое вещество”. Его работа была рассмотрена в Москве профессором М.В. Шулей- киным и в Ленинграде инженером Н.И. Тихомировым. Заключение по работе было положительным, и было принято решение создать группу под руководством В.П. Глушко, организационно подчиненную Газодинамической лаборатории, которую возглавлял Н.И. Тихомиров. Группе было предоставлено помещение, оборудование, импульсная установка и приборы в только что выстроенном корпусе “Лаборатории миллион вольт” в Лесном под Ленинградом, рядом с главным корпусом Физико-технического института А.Ф. Иоффе.
В 1929-1930 гг. теоретически и экспериментально была доказана в принципе работоспособность электрического ракетного двигателя, использующего в качестве рабочего тела твердые или жидкие проводники (непрерывно подаваемые металлические проволоки либо жидкие струи), взрываемые с заданной частотой электрическим током в камере с соплом. К разделенным изолятором форсунке и корпусу камеры двигателя подводились провода от электрической импульсной установки большой мощности, основными элементами которой являлись высоковольтный трансформатор, четыре выпрямителя и масляные конденсаторы. Взрыванию подвергались нити из углерода, проволоки из алюминия, никеля, вольфрама, свинца и других металлов, а также жидкости: ртуть, электролиты (вода, подкисленная сульфидом меди или азотной кислотой либо и тем, и другим). Для подачи рабочего тела в камеру сгорания ЭРД были разработаны специальные приспособления, названные карбюраторами. За период с октября 1929 г. по январь 1930 г. были разработаны три вида карбюраторов: проволочный, жидкостный и ртутный. При нормальной работе карбюратора частота взрывов доходила до 25 с-1. Процессы взрыва металлов или жидкостей фотографировались кинокамерами через светофильтр.

В 1932-1933 гг. окончательно определилась конструкция ЭРД. Он представлял собой камеру, в которую подавалась проволока, предназначенная для взрывания. Форсунка для подачи проволоки одновременно являлась одним из полюсов электрической цепи, вторым полюсом служил корпус камеры. Между форсункой и камерой устанавливался изолятор. Весь двигатель имел длину 90 мм. В этот период проводились испытания ЭРД с соплом на баллистическом маятнике. Было практически подтверждено, что скорости истечения продуктов электровзрыва, несмотря на потери, могут достигать десятков километров в секунду. Однако в это время велись интенсивные работы по ЖРД с подготовкой к первым официальным сдаточным испытаниям, поэтому работы по ЭРД были вновь отложены.

Серия ОРМ (опытный ракетный мотор)

В 1930-1931 гг. в ГДЛ были разработаны и изготовлены первые в СССР жидкостные ракетные двигатели: ОРМ (опытный ракетный мотор), ОРМ-1 и ОРМ-2. В 1931 г. проведено 47 стендовых огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей ОРМ и ОРМ-1. Экспериментальный жидкостный ракетный двигатель ОРМ-1 предназначался для кратковременной работы на жидком топливе: азотном тетроксиде с толуолом или жидком кислороде с бензином. При работе на жидком кислороде и бензине при давлении несколько атмосфер двигатель должен был развивать тягу до 20 кгс. Внутренние поверхности стальной камеры сгорания и сопла ОРМ-1 плакировались красной медью. В головке камеры сгорания на одной окружности располагались шесть струйных форсунок - по три для окислителя и горючего. Медные поверхности форсунок должны были иметь гальваническую позолоту для обеспечения коррозионной стойкости в компонентах топлива. На входе в форсунки окислителя и горючего устанавливались пружинные обратные клапаны с сетчатыми фильтрами. Камера сгорания снабжалась набором сопел с диаметром отверстия 10, 15, 20 мм. Охлаждение двигателя производилось водой, заливаемой в рубашку; зажигание - с помощью смоченной спиртом ваты, уложенной в камеру сгорания и поджигаемой бикфордовым шнуром. Подача компонентов топлива из баков в двигатель осуществлялась сжатым азотом. Двигатель должен был испытываться соплом вверх. Чертежи двигателя ОРМ-1, состоящего из 93 деталей, были выпущены к концу 1930 г., но производство деталей шло медленно.
11 апреля 1931 г. президенту Главной палаты мер и весов профессору М.А. Шателену было направлено письмо с просьбой дать распоряжение о позолочении деталей двигателя. Глушко сам отвез это письмо вместе со стальными и медными деталями ОРМ-1. Еще 25 февраля 1931 г. В.П. Глушко составил своеобразный план деятельности на ближайшее время, в котором предусмотрел этапы разработки экспериментальных двигателей ОРМ-1. В связи с задержками в изготовлении ОРМ-1 был спроектирован, изготовлен и в 1931 г. первым испытан более простой по конструкции двигатель ОРМ , работавший на унитарном жидком топливе - растворах толуола, бензина в азотном тетроксиде. Двигатель состоял из стальной камеры объемом 140 см3. Он был снабжен сменными соплами, прибором для измерения максимального давления, предохранительным клапаном, электропирозажигательным устройством. ОРМ развивал тягу до 6 кгс и использовался для изучения условий безопасной работы с жидким монотопливом.
Это были первые в нашей стране двигатели на жидком топливе, испытанные на стенде. В ходе испытаний было установлено, что двигатели этого класса склонны к взрыву, и определены пути решения проблемы надежности работы двигателей этого класса. Выбор был сделан в пользу двухкомпонентных топлив. Надо отметить, что поскольку разработка новых конструкций требовала проведения большого объема конструкторских и экспериментальных работ, а возможности для этого были весьма ограниченные, не все замыслы были реализованы в полном объеме. Так, например, экспериментальный двигатель ОРМ-2 с цельноструйными щелевыми форсунками, со статическим охлаждением водой и частично динамическим охлаждением топливом камеры сгорания, с цилиндрическим соплом и зажиганием искровыми свечами от магнето хотя и был изготовлен в 1931 г., но не испытывался, поскольку из-за задержек в его изготовлении результаты уже проведен ных испытаний ОРМ-1 показали необходимость перехода к новым конструкциям.
Практически аналогична и судьба разработки двигателя ОРМ-3. Его схема была разработана и описана в 1930 г. В двигателе обеспечивалось самоустанавливающееся постоянное давление в камере сгорания при переменной тяге, он имел экспоненциальное сопло и внутреннюю термоизоляцию камеры сгорания. Впервые для ОРМ-3 было предложено самовоспламеняющееся топливо, обеспечивающее химическое зажигание. Переменный режим по тяге достигался за счет изменения расхода топлива, при этом в конструкции двигателя предусматривалось подвижное сопло. Но в связи со сложностью реализации этой схемы на практике начали с отработки отдельных элементов и решений, а в итоге двигатель ОРМ-3 в целом построен и испытан не был, так как накопившийся опыт по ЖРД ОРМ и ОРМ-1 привел к созданию других конструкций. В эти годы не только шла разработка конкретных конструкций двигателей, но и велись работы по перспективным конструкциям. Так, в 1931 г. впервые была предложена карданная подвеска двигателя с насосными агрегатами, а в 1931-1932 гг. были разработаны и испытаны экспериментальные поршневые топливные насосы, приводимые двигателем, в который поступал газ, отбираемый из камеры сгорания ракетного двигателя.

Изыскания типа зажигания, метода запуска и систем смешения при испытании на различных компонентах топлива

В 1932 г. были разработаны и испытаны конструкции экспериментальных двигателей (от ОРМ-4 до ОРМ-22 включительно) для изыскания типа зажигания, метода запуска и систем смешения при испытании на различных компонентах топлива. Было проведено 53 огневых стендовых испытания этих двигателей. Двигатели ОРМ-4, ОРМ-5, ОРМ-8, ОРМ-9, ОРМ-11 и ОРМ-12 создавались для отработки методов зажигания, запуска и смешения компонентов различных топлив. В качестве окислителей в них использовались жидкий воздух, жидкий кислород, азотная кислота, азотный тетроксид и растворы азотного тетроксида в азотной кислоте; в качестве горючего - бензин, смесь 50 % бензина с 50 % бензола, толуол. Давление в камере сгорания доводилось до 50 атм, время испытания - до 1 мин. Зажигание было электросвечами и пиротехническое (нитратнометаллические шашки для высококипящих окислителей и тротилпироксилиновые - для криогенных).
В этих двигателях использовались щелевые, струйные и центробежные форсунки, раздельные и унитарные. Стальные цилиндрические камеры сгорания двигателей ОРМ-4...-8 имели внутренний диаметр 40 мм. У этих двигателей не было специального охлаждения, так как они предназначались для решения задач, требующих кратковременных пусков. При длительных пусках двигатели разрушались. Стальная камера сгорания ОРМ-9 с внутренним диаметром и высотой, равными 90 мм, была покрыта изнутри керамической теплоизоляцией толщиной 10 мм (двуокись циркония или окись магния с растворимым стеклом), сопло плакировано красной медью с толщиной медного слоя 8 мм; диаметр отверстия сопла - 15 мм. Камера сгорания ОРМ-11 (внутренние диаметр - 80 мм, длина - 90 мм) и сопло (диаметр отверстия - мм) были плакированы красной медью.

В 1933 г. был разработан и испытан на стенде ряд двигателей (от ОРМ-23 до ОРМ-52 включительно) с пиротехническим и химическим зажиганием на азотнокислотно-керосиновом топливе. Опытные двигатели ОРМ-50 тягой 150 кгс и ОРМ-52 тягой 300 кгс в этом же году прошли официальные стендовые испытания. В то время это были самые мощные жидкостные ракетные двигатели. В 1933 г. была разработана конструкция турбонасосного агрегата (ТНА) с центробежными насосами для подачи жидких компонентов топлива в двигатель с тягой 300 кгс. Двигатель ОРМ-23 использовался для отработки зажигания, в том числе и повторного, факелом горящего карбюрированного воздуха (бензиновоздушной смеси), поджигаемого двумя искровыми свечами в камере зажигания, размещенной между центробежными форсунками. Результаты успешно проведенных испытаний повторного зажигания были позднее описаны В.П. Глушко в сборнике трудов РНИИ.
Двигатели ОРМ-24 и ОРМ-26 были спроектированы с целью увеличения продолжительности работы двигателя с неохлаждаемым соплом. В их конструкции было применено охлаждение сопла воздухом. Испытания этих двигателей показали неэффективность воздушного охлаждения. Более совершенное решение было внедрено в конструкцию двигателя ОРМ-27, предусматривающую полное проточное охлаждение жидкостью камеры сгорания с оребренным соплом и температурную компенсацию удлинения сопла. Однако этот двигатель не был изготовлен. Исследования других конструктивных решений, направленных на улучшение охлаждения сопла, не дали положительных результатов. Были испытаны двигатели ОРМ-28 и ОРМ-ЗО с неохлаждаемым соплом с массивной стенкой; с завесой, образуемой дополнительными форсунками горючего, установленными на входе в сопло. В этих двигателях форсунки были установлены в камере сгорания навстречу газовому потоку, что, как предполагалось, должно было способствовать улучшению перемешивания и сгорания топлива.
Начиная с двигателя ОРМ-34 все сопла разрабатываемых двигателей имели проточное охлаждение жидкостью. Сопло двигателя ОРМ-39 имело оребренный начальный участок, сопло двигателя ОРМ-40 было полностью охлаждаемым. Сопла двигателя ОРМ-44 и всех последующих двигателей имели спиральное оребрение по охлаждаемой окислителем поверхности и разъемные алюминиевые вкладыши, обеспечивающие необходимое проходное сечение для охладителя. В двигателе ОРМ-45 применялась температурная компенсация удлинения сопла за счет упругости кислотостойкой резиновой прокладки, установленной у входного сечения сопла. Недостаточная стойкость этой резины вынудила начиная с двигателя ОРМ-46 перейти на уплотнение свинцовой прокладкой, пригодной только для однократного применения.
Двигатели ОРМ-34...ОРМ-46 имели камеры сгорания с внутренним диаметром 120 мм. Конструкция двигателя ОРМ-47 обеспечивала механическое открытие и закрытие фор сунок с обратными клапанами и фильтрами. Головка камеры имела полусферическую форму. Двигатель изготовлен не был. Представляет интерес установка на базе двигателя ОРМ-48, сделанная для экспериментального определения степени расширения газа в сопле, охлаждаемом проточной водой. В двигателе ОРМ-49 были установлены форсунки с тарельчатым обратным клапаном. Кроме того, для обеспечения мягкого запуска двигателя было испытано предварительное заплавление сопел форсунок легкоплавким сплавом Вуда.

ОРМ-50 и вагон залитый азотной кислотой

Наиболее значимой среди работ II сектора ГДЛ была выполненная в 1933 г. разработка двигателей ОРМ-50 и ОРМ-52. Двигатель ОРМ-50 тягой 150 кгс на азотнокислотно-керосиновом топливе с химическим зажиганием предназначался для ракеты «05» конструкции ГИРД. Стальная цилиндрическая камера сгорания с внутренним диаметром 120 мм охлаждалась внутренней завесой топлива, имела регенеративно охлаждаемые азотной кислотой крышку и коническое сопло со спиральным оребрением; диаметр критического сечения сопла - 32 мм. Камера была снабжена четырьмя центробежными форсунками с обратными клапанами. Для обеспечения зажигания пусковая жидкость заливалась в коллектор и трубопроводы горючего либо впрыскивалась в камеру сгорания из пускового бачка, размещенного вне ракеты. Двигатель допускал многократные испытания. Был изготовлен один экземпляр двигателя, который прошел доводочные и сдаточные стендовые испытания в ноябре 1933 г.
Ракета «05» с двигателем ОРМ-50 прошла стендовые гидравлические и 5 огневых испытаний. При попытке пуска ракеты на Нахабинском полигоне в 1934 г. двигатель заработал, но из-за пониженного давления подачи топлива развил неполную тягу и проработал 60 с в пусковом станке. После 10 огневых испытаний двигатель сохранил работоспособность. Ракета «05» с двигателем ОРМ-50 готовилась к пуску в 1933 г., к 16-й годовщине Октябрьской революции. Вся подготовка была закончена к 1 ноября. Однако отсутствие в Москве азотной кислоты нужной концентрации и трудности с ее доставкой из Ленинграда не позволили осуществить пуск ракеты в планируемый срок.
Попытка доставки стеклянной бутыли с 30 литрами 96 %-й азотной кислоты в пассажирском вагоне скорого поезда «Красная стрела» привела к неприятным последствиям. В жарко натопленном вагоне бутыль лопнула. К счастью, это произошло еще до отправления поезда. Вагон, залитый кислотой, был освобожден от перепуганных пассажиров и отцеплен. Поезд отправили с получасовым опозданием, а у В.П. Глушко и Г.Э. Лангемака (в то время руководителя Ленинградского отделения РНИИ) были неприятные объяснения.

ОРМ-52

Двигатель ОРМ-52 тягой 250...300 кгс на азотнокислотно-керосиновом топливе с химическим зажиганием предназначался для ракет, морских торпед и как вспомогательный для самолетов. В 1933 г. двигатель прошел официальные сдаточные стендовые испытания, развив тягу 300 кгс. Удельный импульс ОРМ-52 составил 210 с, давление в камере сгорания - 25 атм. Стальная цилиндрическая камера сгорания со сферической головкой имела внутренний диаметр 120 мм, крышка камеры и сопло со спиральным оребрением охлаждались регенеративно азотной кислотой. Сопло коническое (20°), диаметр критического сечения - 32 мм. В камере сгорания располагались шесть центробежных форсунок с обратными клапанами. Химическое зажигание осуществлялось автоматически, поскольку трубопроводы горючего заливались активной зажигательной жидкостью. При пуске двигателя керосин из бака вытеснял зажигательную жидкость в камеру сгорания, куда одновременно поступал окислитель. После доводочных испытаний двигатель был перебран и предъявлен для официального сдаточного испытания. В ходе этого испытания двигатель развил несколько пониженную тягу (270 кгс) из-за размывания отверстия одной кислотной форсунки, ошибочно изготовленной из углеродистой стали вместо нержавеющей. Тем не менее, поскольку полученные характеристики двигателя удовлетворяли техническим требованиям заказчика, акт приемки был оформлен. О надежности этого двигателя можно судить по тому, что следующий изготовленный его экземпляр за 29 пусков наработал 533 с, развивая тягу 300...320 кгс, и полностью сохранил работоспособность.
В соответствии с заданием ВВС, полученным в ГДЛ еще в 1932 г., двигатель ОРМ-52 должен был использоваться для экспериментальной установки на самолете. Для этой цели предназначался одномоторный цельнометаллический истребитель И-4 конструкции А.Н. Туполева, на подкрылках которого предусматривалась установка в качестве вспомогательных двух ЖРД ОРМ-52 с турбонасосными агрегатами питания. Запас топлива - суммарно на 1 мин работы двигателей (предусматривались повторные запуски в полете). В архивах найдены технические условия на оборудование самолета И-4 реактивным двигателем, а также письмо о включении согласно указанию ВВС РККА в план работ II отдела ГДЛ на 1933 г. установки реактивных моторов на самолет И-4. По всей видимости, ряд организационных проблем не позволил в это время приступить к установке двигателей на самолете. Необходимо отметить, что работы над усовершенствованием конструкции двигателя ОРМ-52 продолжались и в Москве, после создания РНИИ на базе ГДЛ и МосГИРД.

Использование заготовок артиллерийских снарядов для изготовления камер сгорания и стендовых баков

В связи с расширением работ в 1932 г. при содействии и по указанию начальника вооружений РККА М.Н. Тухачевского ГДЛ получила дополнительные помещения в здании Адмиралтейства, где находилось конструкторское бюро, и здание Иоанновского равелина в Петропавловской крепости, где разместились стенды для испытаний ЭРД и ЖРД, а также механические мастерские. Конструкторы отдела во главе с В.П. Глушко некоторое время располагались на втором этаже Адмиралтейства, справа от арки, затем они переехали в Иоанновский равелин. Двигатели ЭРД и серии ОРМ изготавливались в механических мастерских ГДЛ на Научно-испытательном артиллерийском полигоне, в мастерских Артиллерийского училища, Адмиралтейства и др., и, наконец, в механических мастерских ГДЛ в Петропавловской крепости.
Необходимо отметить, что в связи с трудностями организации производства использовались любые возможности: так, для изготовления камер сгорания, а также стендовых баков использовались в качестве заготовок 3-, 6- и 12-дюймовые артиллерийские снаряды, которые можно было легко найти на полигоне в Ржевке. Испытания ракетных двигателей на шашечном бездымном порохе для отработки оптимальных профиля и степени расширения сопла, керамической теплоизоляции камер, системы подачи жидкого топлива газами, отбираемыми из камеры сгорания, и других элементов конструкции ЖРД проводились на стенде ГДЛ на Научно-испытательном артиллерийском полигоне (в 1930 г.); огневые испытания ЖРД серии ОРМ происходили на стендах ГДЛ на Научно-испытательном артиллерийском полигоне (с 1931 г.), затем в Петропавловской крепости (до конца 1933 г.).

ОРМ-65 для применения на ракетоплане РП-318-1 и крылатой ракете «212» конструкции С.П. Королева

В 1936-1938 гг. разрабатывался и проходил испытания двигатель ОРМ-65 конструкции В.П. Глушко, предназначенный для применения на ракетоплане РП-318-1 и крылатой ракете «212» конструкции С.П. Королева. При конструировании двигателя ОРМ-65 были применены апробированные конструктивные решения. Этот двигатель был лучшим отечественным двигателем своего времени. Он работал на азотнокислотно-керосиновом топливе и имел регулируемую в полете тягу от 50 до 175 кгс и удельный импульс 210 с на установившемся режиме. Двигатель мог запускаться автоматически и вручную и выдерживал многократные запуски (до 50) с наработкой до 30 мин. Давление в камере сгорания составляло 25 атм. Стальная камера сгорания и коническое сопло были снабжены спиральным оребрением для регенеративного охлаждения окислителем. Форсунки - центробежные, по три на каждый компонент. Подача топлива - сжатым газом (давление до атм). Зажигание с сигнализацией, пиротехническое с электрозапалом. ОРМ-65 многократно подвергался автономным стендовым огневым испытаниям. По их результатам вносились те или иные усовершенствования в конструкцию двигателя. Официальные стендовые испытания ОРМ-65 прошел в горизонтальном и вертикальном положениях в 1936 г. Первое наземное огневое испытание ракетоплана состоялось 16 декабря 26 г. с двигателем ОРМ-65 № 1. Продолжительность испытания составила 92,5 с при тяге 122 кгс и давлении подачи топлива 29 атм. Затем было проведено еще 20 пусков, причем в день происходило до 5 пусков (11 января г.).
Наконец, Королев записал в отчете: «Отработка запуска двигателя, произведенная в период с 25 декабря 1937 г. по 11 января 1938 г. во время 20 огневых испытаний, происходила все время нормально, без каких-либо неполадок или отказов. Двигатель запускался сразу, плавно, работал устойчиво и легко останавливался... Отработку запуска двигателя на ракетоплане «318-1» считать законченной». После этой серии испытаний ракетоплан был направлен на профилактику, а двигатель ОРМ-65 № 1 был переставлен на крылатую ракету «212», где продолжал работать. Дальнейшие огневые наземные испытания проходили с двигателем ОРМ-65 № 2: с 3 февраля по 15 апреля 1938 г. было сделано 9 пусков на ракетоплане с общей наработкой 13 мин 37 с. На шестом пуске (11 марта 1938 г.) ОРМ-65 непрерывно проработал 230 с. Всего в 1937-1938 гг. было осуществлено 30 наземных огневых испытаний на ракетоплане РП-318. Крылатая ракета «212» с двигателем ОРМ-65 прошла в 1937-1938 гт. 13 огневых испытаний на земле и в 1939 г. два в полете. Многочисленные запуски двигателя ОРМ-65 проводились в 1936-1938 гт. Экземпляр № 1 за 50 пусков наработал на земле 30,7 мин, экземпляр № 2 прошел 16 пусков.
О достигнутом успехе в разработке ОРМ-65 директор института И.Т. Клейменов неоднократно докладывал руководству страны как об одном из наиболее значительных достижений института. Создатель ОРМ-65 В.П. Глушко был отмечен наркоматом крупной премией, второй по величине после премии главного инженера института Г.Э. Лангемака, полученной им за создание реактивного снаряда.

Двигатель РД-1

Война еще больше обострила для группы Глушко необходимость скорейшего выбора проекта самолетного двигателя. Основная трудность при формировании проекта заключалась в отсутствии привязки будущего двигателя к конкретному типу самолета и технического задания, содержащего параметры и характеристики двигателя. Выходом из этого неопределенного положения стало решение разрабатывать самолетный двигатель, оснащенный четырьмя автономно расположенными камерами. Такой двигатель является универсальным и может быть использован на самолетах любого типа: для легких истребителей достаточно установить однокамерный двигатель, для фронтовых бомбардировщиков - двух- или трехкамерный, для тяжелых самолетов - четырехкамерный.
Четырехкамерный двигатель имел широкий диапазон изменения тяги - от 100 до 1200 кгс. Режим минимальной тяги обеспечивался работой одной камеры, имеющей диапазон изменения тяги от 100 до 300 кгс. Камеры питались от одного ТНА, турбина работала на газе, отбираемом из одной камеры с последующей балластировкой водой. Управление двигателем - централизованное, из кабины пилота, осуществлялось с помощью одной ручки сектора управления. Конструкция камеры во многом обладала преемственностью относительно предыдущей разработки, включая форкамерное зажигание эфирно-воздушной смеси от начальной искры электросвечи. ТНА двигателя имел газовую активную одноступенчатую турбину мощностью 75 л.с. с частотой вращения 26 ООО об/мин. Пуск турбины осуществлялся через пусковое сопло подачей сжатого воздуха от баллона высокого давления. Конструкция турбины мало отличалась от конструкции широко используемых в промышленности паровых турбин. Главными ее особенностями были высокооборотность и малогабаритность. При разработке конструкции насосов еще в предыдущем проекте столкнулись с трудностями из-за новизны решаемой задачи и особенностей перекачки азотной кислоты. В связи с этим в проекте предусматривалась параллельная разработка трех типов насосов: лопастных, центробежных и шестеренчатых.
Поскольку двигатель РД-1 (такое наименование дали ему авторы проекта) предназначался для установки на серийно выпускаемый самолет, компоновку двигателя предполагалось выполнять по блочному типу. Такая компоновка позволяла разместить агрегаты двигателя в существующей конструкции самолета без значительных ее изменений. Этому способствовало также то обстоятельство, что камеры имели связи с другими агрегатами двигателя только посредством трубопроводов питания и электрокабелей управления и могли устанавливаться в любом месте самолета. Использование ранее наработанных материалов позволило достаточно быстро разработать общий вид двигателя и техническое описание. Этого оказалось достаточно, чтобы получить одобрение в 4-м Спецотделе НКВД и приступить к проектированию двигателя РД-1. Руководитель этих работ В.П. Глушко в конце 1941 г. был назначен главным конструктором двигателя РД-1 в ОКБ-16.

Изучение немецкого опыта ракетостроения

Первые сведения о двигателе немецкой ракеты А-4 (Фау-2) в ОКБ-РД были получены весной 1945 г. из НИИ-1, куда в конце г. была доставлена с освобожденной территории Польши матчасть упавшей в болота ракеты А-4. Эти сведения, кроме масштабности двигателя, мало о чем могли сказать казанским конструкторам. Полное представление о конструкции, производстве и испытаниях этих двигателей работники ОКБ-РД получили во время их командировок в оккупационную зону Германии с июля по январь 1947 г.
В июле-августе 1945 г. в Германию были направлены сотни советских специалистов различных технических направлений. Координацией этих работ занималась Государственная комиссия под председательством наркома вооружений Д.Ф. Устинова. От Наркомата авиационной промышленности в июле 1945 г. в Германию прибыл конструктор ОКБ-РД В.П. Глушко. По составленному им списку в Германию также должны были командироваться ведущие работники ОКБ-РД: Г.С. Жирицкий, Д.Д. Севрук, Н.Л. Уманский, С.П. Королев, В.А. Вит ка, Г.Н. Лист, В.Л. Шабранский, H.H. Артамонов, H.A. Судаков. Однако не все из этого списка выехали в Германию: Жирицкий, Севрук и Витка по своей инициативе, во избежание развала ОКБ, остались руководить внедрением двигателя РД-1ХЗ на самолеты Ла-7, Як-3 и Су-7, а Королев вылетел в Москву для участия в полетах Пе-2Р на авиационном параде.

К моменту прибытия в Германию Глушко в области изучения немецкой ракетной техники в отличие от изучения других технических направлений был выработан особый подход. С одобрения председателя Особой правительственной комиссии генерала Л.М. Гайдукова для изучения технологии производства технических новинок на территории Германии восстанавливались предприятия по производству ракетной техники, на которых вместе с командированными инженерами работали немецкие специалисты. Так, в частности, был организован институт «Рабе» (руководитель Б.Е. Черток). На базе прибывших в Германию сотрудников ОКБ-РД в составе Особой правительственной комиссии был создан Отдел реактивных двигателей на жидком топливе Межведомственной комиссии по изучению реактивной техники в Германии под руководством В.П. Глушко. Численность отдела в течение 1945-1946 гг. периодически менялась в связи с ротацией командированных в Германию специалистов.

При изучении немецкой ракетной техники наших специалистов в первую очередь поразили размеры двигателя и масштабы его производства. Тяга самой мощной камеры из разрабатываемых в ОКБ-РД составляла 600 кгс (двигатель РД-2), а у двигателя ракеты А-4 - 25 тс, т.е. камера А-4 была мощнее более чем в 40 раз. То же можно сказать и о стендовом оборудовании для огневых испытаний двигателей. Что касается конструкции агрегатов двигателя ракеты А-4, то они не имели какой-либо принципиальной новизны, более того, отдельные фрагменты и конструкции в отечественном исполнении были более прогрессивны. Это касается организации охлаждения внутренней стенки камеры - разработанная в ГДЛ оребренная стенка обеспечивает лучший теплосъем по сравнению с гладкой стенкой А-4; применяемые в СССР центробежные форсунки обеспечивают более совершенное смесеобразование, чем струйные распылители; агрегаты автоматики самолетных ЖРД дают возможность многократного включения. И в то же время конструкция, размеры и характеристики двигателя ракеты А-4, а также размах его производства требовали самого тщательного изучения для использования немецкого опыта в дальнейших работах по созданию отечественных ракетных двигателей и их промышленного производства.
Собранная техническая документация по двигателю ракеты А-4 была подготовлена к отправке в СССР. Практически был собран полный комплект для серийного изготовления двигателей. Однако для изучения процесса проектирования двигателей нужны были методики расчета теплопередачи, термодинамики и смесеобразования в камере, газодинамики истечения газов из сопла, гидравлические расчеты насосов и т.д. Эта документация вместе со специалистами соответствующего профиля была вывезена в США. Несмотря на отсутствие этих основополагающих для проектирования двигателей материалов, на базе собственного опыта и теоретических знаний специалисты ОКБ-РД в декабре 1945 г. начали работы по дальнейшему развитию конструкции двигателя ракеты А-4. Работы велись по двум направлениям: форсирование двигателя по тяге с 25 до 32 тс без коренного изменения существовавших конструкции и габаритов двигателя и разработка нового двигателя тягой до 100 тс. Немецкие специалисты использовались в качестве консультантов при изучении конструкторской и технологической документации, участвовали в восстановлении производства двигателей на заводе «Монтания» и огневых испытательных стендов в Леестене.

Двигатель РД-100 для Р-1

Двигатель РД-100 был однокамерным ЖРД. Он состоял из камеры сгорания, ТНА, газогенераторной установки, агрегатов автоматики и элементов общей сборки. ТНА приводился в действие продуктами каталитического разложения 80 %-й перекиси водорода. Процесс разложения осуществлялся в газогенераторной установке с катализатором - 28 %-м перманганатом натрия. Начальное зажигание в камере сгорания происходило от пускового факела, образующегося при горении распыленной воздушно-спиртовой пены, воспламеняемой от пиропатронов с электрозапалом. Управление двигателем осуществлялось системой пневмо- и электроклапанов, различных реле, а также от наземной и бортовой батарей сжатого воздуха. Камера сгорания была сферообразной (или, точнее, грушевидной) формы. Она плавно переходила в коническое сопло. Камера сгорания имела сварную неразъемную конструкцию. Внутренняя стенка и наружная рубашка камеры и сопла выполнялись из листовых штампованных стальных деталей. Охлаждение осуществлялось протоком горючего по зарубашечному пространству, было также организовано внутреннее охлаждение стенки камеры впрыском горючего внутрь камеры через радиальные отверстия в четырех поясах дополнительного охлаждения и через форсунки дополнительного охлаждения, установленные на втором поясе. На головке камеры были установлены 18 форкамер, в которых имелись распылители окислителя. В боковых стенках форкамер устанавливались форсунки горючего (всего 828). Форкамеры располагались по двум окружностям: 6 - по внутренней, 12 - по внешней. В процессе стендовой отработки двигателя в конструкции его агрегатов был внесен ряд изменений: в камере заменен материал внутренней стенки, улучшены условия работы распылителей окислителя, введены защитные покрытия, в ТНА изменения коснулись соплового аппарата и материалов отдельных деталей и защитных покрытий уплотнений. Летные испытания двигателей РД-100 второй серии на ракете Р-1 были проведены с 1 сентября по 25 октября 1949 г. По результатам этих испытаний была произведена замена пиротехнического зажигания на жидкостное для устранения «хлопков» на запуске. После устранения дефектов в работе всех систем ракета Р-1 успешно прошла летно-конструкторские испытания (ЛКИ) и 25 ноября 1950 г.

Двигатель РД-101 для Р-2

Техническое задание на разработку двигателя для ракеты Р-2 дальностью 600 км предусматривало его форсирование по тяге почти в 1,4 раза, с 27 до 37 тс. Работы по изучению возможности форсирования двигателя были начаты еще в Германии. Для получения дополнительных данных о запасах мощности двигателя А-4 в 1946 г. была проведена серия огневых испытаний двигателей, которые показали, что двигатель может быть форсирован путем увеличения числа оборотов ТНА и давления в камере. На базе этих данных ОКБ-456 приступило к модернизации двигателя РД-100. В декабре 1948 г. был завершен выпуск полного комплекта документации. Однако первое испытание двигателя было проведено раньше - 26 августа 1948 г. Уже к апрелю прошли 24 огневых испытания на 12 доводочных двигателях, причем только два из них были собраны с частичным использованием деталей немецкого производства. Новый двигатель РД-101 обеспечивал заданную тягу в 37 тс при удельном импульсе 210 с на уровне земли.
Кроме повышенных энергетических характеристик двигатель РД-101 отличался от двигателя РД-100 уменьшенной в 1,4 раза массой, сокращенным числом агрегатов автоматики (до 20 вместо 26), форсированным по мощности до 1066 л.с. вместо 470 л.с. ТНА. РД-101 имел твердый вместо жидкого катализатор уменьшенной массы - 3 кг вместо 14 кг, а также более совершенные пневмогидравлическую и электрическую схемы. Достигнутая степень форсирования в двигателе обеспечивалась путем повышения давления в камере сгорания и применения спирта более высокой (92 %) концентрации. Применение 92 %-го этилового спирта вместо 75 %-го (в РД-100), а также увеличение давления в камере сгорания (21,6 атм вместо атм в РД-100), а следовательно, и в зарубашечном пространстве потребовали значительной интенсификации охлаждения камеры и повышения прочности ее конструкции. Было улучшено внутреннее охлаждение в форкамерах и на стенке камеры сгорания. Улучшение внутреннего охлаждения за счет создания пленочной завесы позволило отказаться от форсунок дополнительного охлаждения, располагавшихся на втором поясе дополнительного охлаждения камеры сгорания двигателя РД-100. Стенка сопла у среза была выполнена охлаждаемой, что позволило отказаться от четвертого пояса дополнительного охлаждения и тем самым уменьшить потери удельной тяги на внутреннее охлаждение.
ТНА двигателя РД-101 был подобен исходной конструкции, но отличался увеличенными диаметрами крыльчаток насосов. Более высокие характеристики ТНА достигались также увеличением числа оборотов ротора. Стендовая отработка двигателя РД-101 велась одновременно с отработкой двигателя РД-100. В 1948-1949 гг. и в июле 1950 г. успешно прошли официальные заводские испытания двигателя РД-101. Двигатели РД-101 подвергались технологическим огневым испытаниям в сборке со всеми предназначенными для окончательной установки агрегатами и узлами, что позволяло повысить надежность контроля качества изготовления и правильности настройки двигателя по выходным параметрам. Огневое испытание двигателя РД-101 на стенде ГЦП (Капустин Яр) в составе экспериментальной ракеты Р-2Э (Р-2) открыло дорогу летным испытаниям.

Двигатель РД-103М для Р-5

При проведении работ по усовершенствованию баллистических ракет дальнего действия (БРДД) родилась идея дальнейшей модернизации ракет Р-1 и Р-2. Новой ракете был присвоен индекс Р-5, а ее двигателю РД-103М. Двигатель РД-103М имел существенные отличия от двигателя ракеты А-4. РД-103М только внешне был похож на своего предшественника, а по характеристикам фактически представлял новую разработку. Для обеспечения полетной дальности ракеты Р-5 1200 км двигатель предельно форсировался до тяги 44 тс на земле, а для увеличения тяги и удельного импульса в верхних слоях атмосферы до 51 тс и 248 с соответственно на сопло двигателя устанавливался специальный неохлаждаемый стальной насадок, внутренняя поверхность которого была выложена графитовыми плитками (футеровка). Форсирование тяги осуществлялось путем повышения давления в камере, что потребовало принятия дальнейших мер по обеспечению прочности узлов и агрегатов двигателя и интенсификации охлаждения камеры.
Существенным отличием двигателя РД-103М от его прототипов явилось введение насосной подачи перекиси водорода. Для этого в ТНА был введен третий насос, приводимый от основного вала ТНА через мультипликатор. Это позволило заменить тяжелый стальной торовый бак с рабочим давлением 50 атм алюминиевым баком с давлением 3,5 атм. Отпала необходимость и в тяжелом стальном воздушном баллоне ракеты на 200 атм, служившем для подачи воздуха на выдавливание перекиси водорода. Существенным конструктивным изменениям подверглись и другие узлы и агрегаты двигателя. Были изменены система и автоматика запуска и управления двигателем, введено регулирование тяги двигателя в полете. Форсирование двигателя, приведшее к повышенным нагрузкам на узлы и агрегаты, обусловило широкое применение гибких трубопроводов (сильфонных и резиновых), хорошо противостоявших вибрационным нагрузкам. Дальнейшее повышение надежности конструкции обеспечивалось также введением ужесточенного контроля при изготовлении и сборке деталей, узлов и двигателя в целом.
Эскизный проект двигателя был выпущен в 1950 г. Доводка РД-103М, как и предыдущих двигателей, шла в несколько этапов - сериями. В ходе доводки двигателя с 6 декабря г. по 15 марта 1953 г. было проведено 105 огневых испытаний на 30 двигателях с наработкой на основном режиме примерно по 180 с. В 1952 г. было проведено огневое стендовое испытание двигателя РД-103М в составе ракеты Р-2 на стенде филиала № 2 НИИ-88. В 1953 г. двигатель РД-103М прошел первые официальные стендовые и летные испытания. 8 летных испытаний были проведены с 15 марта по 23 мая 1953 г. - существенных замечаний по двигателям не было. Во второй половине 1953 г. тяга двигателя была увеличена с 43 до 44 тс, для чего была выполнена очередная серия доводочных и контрольных испытаний. В процессе доводочных испытаний основные трудности были связаны с преодолением недопустимо интенсивных высокочастотных колебаний в камере сгорания. Проблема была решена внесением изменений в конструкции распылителей и системы впрыска горючего в камеру сгорания. Серийное изготовление двигателей РД-101 и РД-103М, как и двигателя РД-100, производилось в Днепропетровске по документации ОКБ-456. Ракета Р-5 стала основой для создания Р-5М - первой стратегической ракеты для доставки ядерной боеголовки на расстояние до 1200 км.

При создании РД-103 конструкторами ОКБ-456 были исчерпаны все запасы по дальнейшему форсированию базовой конструкции двигателя ракеты А-4. Но еще до окончания разработки двигателя РД-103 главным конструктором ОКБ-456 В.П. Глушко были развернуты проектные и экспериментальные исследования с целью разработки новых фундаментальных решений для определения основных путей создания ЖРД нового типа. Главными направлениями этих исследований стали изучение термодинамических и эксплуатационных свойств существовавших и потенциально возможных компонентов топлива ЖРД с целью выбора оптимальных; разработка конструкции камеры, способной обеспечить сгорание в ней любых высококалорийных компонентов топлива при высоком давлении газов, которое могло потребоваться для повышения удельного импульса тяги; обеспечение устойчивости процесса сгорания; оптимизация принципиальной схемы, параметров, компоновки и конструкции ЖРД для обеспечения возможно более высоких энергетических и массовых характеристик как двигателя, так и ракеты в целом. Решение всех этих проблем стало остро необходимым в процессе создания двигателей для межконтинентальной ракеты, которая должна была сыграть важнейшую роль в обеспечении обороноспособности страны.

Переход на керосин - кислород

Выбор топлива определился тем, что из окислителей, имеющих производственную базу, наибольший удельный импульс мог обеспечить жидкий кислород. Горючее должно было быть более калорийным, чем спирт, и при этом хорошо освоенным. Таким требованиям удовлетворял керосин, но его использование в качестве горючего для ЖРД было связано с серьезными трудностями. Температура продуктов сгорания керосина в кислороде почти на 1000 °С выше, чем у водных растворов спирта, в то время как охлаждающие свойства намного хуже. Задача охлаждения усложнялась еще тем, что для обеспечения оптимальных характеристик двигателя было необходимо поднять давление газов в камере по крайней мере в два раза по сравнению с достигнутым в спиртовых двигателях. В связи с этим для нового типа двигателя требовалась принципиально новая конструкция камеры. Необходимо было сочетание тонкой, не несущей, но высокотеплопроводной стенки и силовой стальной рубашки, а следовательно, требовались новые типы свя зей стенки с рубашкой.
Конструкторы и технологи ОКБ-456 создали такую конструкцию. Ее основа - стенки из листовой меди или медного сплава, на наружной поверхности которых выфрезерованы ребра. Канавки между ребрами предназначались для протока охлаждающей жидкости. Ребра интенсифицировали теплоотвод от стенок. По наружной поверхности ребер стенки были спаяны с рубашками. Пайка производилась твердым припоем в печах. В дальнейшем для упрощения и удешевления изготовления камер на менее теплонапряженных участках вместо ребер стали применять гофрированные проставки, а огневое днище смесительной головки изготавливать из медных сплавов. Такая конструкция стала базовой практически во всех отечественных КБ.

Экзотические компоненты: от фторсодержащих окислителей до суспензии гидрида бериллия

К концу 1948 г. была разработана со всеми необходимыми деталями, изготовлена по специальной технологии и испытана на вновь созданном стенде первая экспериментальная камера нового типа КС-50 («Лилипут»). Она охлаждалась водой. Без особых изменений эту камеру эксплуатировали долгие годы. Были изготовлены десятки КС-50, в них проверялись различные топлива вплоть до фторсодержащих окислителей и такое экзотическое горючее, как суспензия гидрида бериллия.

Создание высокоэкономичного кислородно-керосинового двигателя большой тяги для Р-7

... были испытаны десятки вариантов смесительных головок, в результате для дальнейшей работы в составе большой камеры выбрали вариант двухкомпонентных форсунок с начальным смешением внутри них компонентов топлива (так называемые эмульсионные форсунки). В этой камере, как и в «Лилипуте», удалось достичь близкую к предельной полноту сгорания и подтвердить результаты проведенных термо- и газодинамических расчетов. Этому в значительной мере способствовала цилиндрическая форма камеры сгорания, в которой поток газа минимально размывал пристенок, благодаря чему обеспечивалось надежное охлаждение стенок при минимальной толщине слоя газа с уменьшенной температурой (толщине слоя «внутреннего охлаждения»). Для достижения этих результатов была разработана конструкция головки, которая используется и в настоящее время. Головка имела три днища: внутреннее огневое и среднее - плоские и спаянные с форсунками в один узел, наружное - силовое, выполненное в форме участка сферы, сваренное со средним. Полость между наружным и средним днищами предназначалась для одного компонента, между плоскими днищами - для другого, обычно уже прошедшего тракт охлаждения стенок.
Следует отметить, что в это время перед всеми КБ, занимавшимися разработкой ЖРД, и перед головным институтом отрасли - НИИ-1 встала очень серьезная и труднорешаемая проблема: обеспечение высокочастотной устойчивости рабочего процесса в камере сгорания. Какой-то опыт уже имелся, но это были частные решения задачи обеспечения устойчивости камер некоторых конкретных конструкций. В то же время было уже известно, что рост давления продуктов сгорания и увеличение поперечного размера камеры стимулируют развитие колебаний. Стало ясно: чтобы сделать реальным создание высокоэкономичного кислородно-керосинового двигателя большой тяги (а требуемая для достижения стратегической цели тяга все увеличивалась и увеличивалась), нужно вместо одной большой камеры использовать несколько камер, например четыре, удобных для компоновки двигателя, т.е. отказаться от однокамерного варианта. Однако многокамерная схема, хотя и давала дополнительные преимущества, обусловленные уменьшением высоты и массы двигателя, была связана с необходимостью решения ряда новых задач.
Таким образом, к концу 1954 г. в ОКБ-456 был приобретен необходимый опыт для создания основного агрегата кислородно-керосинового двигателя - камеры - с давлением газа в ней 60 атм и более. Были отработаны основные элементы конструкции камеры и соответствующие технологические процессы, накоплен опыт испытаний такого двигателя, отработаны измерительные средства. Расчеты показали, что даже при кислородно-керосиновом топливе межконтинентальная ракета должна быть по крайней мере двухступенчатой. При отсутствии в то время опыта запуска в пустоте двигателей на несамовоспламеняющихся компонентах топлива была необходима такая конструктивная схема ракеты, при которой обеспечивался бы контролируемый запуск всех двигателей как I, так и II ступени при старте. Отсюда и родилась идея пятиблочной ракеты, с продольным отделением боковых блоков - I ступеней - от центрального блока - II ступени. Из принятой схемы следовала необходимость иметь на каждом блоке автономный двигатель, т.е. всего пять двигателей: четыре двигателя боковых блоков одинаковые, и один центрального блока - по возможности унифицированный с двигателями боковых блоков.
При топливе кислород с керосином из-за высокой температуры продуктов сгорания нереально обеспечить управление полетом ракеты газовыми рулями. Поэтому было решено для управления полетом ракеты использовать рулевые камеры относительно малой тяги. При рассмотрении вопроса о том, какое КБ возьмет на себя разработку этих камер, были учтены, с одной стороны, просьба В.П. Глушко, чтобы его ОКБ-456, ведущее работы по основным двигателям, не отвлекалось на параллельное создание камер малой тяги, и, с другой стороны, то, что в ОКБ-1 существовало подразделение двигателистов во главе с М.В. Мельниковым, в котором уже был работающий прототип требуемой рулевой камеры, а также имелась соответствующая производственная база. Оставалось только впервые разработать узлы подвода компонентов топлива к качающимся камерам. В последующем, при подготовке к серийному производству, все работы по рулевым агрегатам были переданы в ОКБ-456, где в конце 1950-х гг. были созданы новые рулевые камеры уменьшенной массы, с оребренными стенками, новыми смесительными элементами, что позволило поднять их удельный импульс тяги более, чем на 15 с. На узлы подвода пришлось заново создать техническую документацию, чтобы обеспечить их серийное производство.

Среди основных новшеств, использовавшихся при создании двигателей для новой ракеты, необходимо также отметить азотную систему. В связи с отсутствием в те годы достаточно надежных агрегатов и систем наддува, работающих на основных компонентах топлива, было принято решение осуществлять наддув всех баков газообразным азотом. А для того чтобы масса была в пределах допустимой, двигателистам было предложено разработать систему, состоящую из азотного насоса и испарителя азота ...

Важным требованием к двигателям для новой сверхдальней ракеты стала их регулируемость в полете как по тяге, так и по соотношению расходов компонентов топлива. Регулирование режима двигателя в полете позволяло существенно увеличить дальность доставки ракетой целевого груза, так как принципиально сокращало необходимые гарантийные запасы компонентов топлива, позволяло вести ракету предельно точно по заданной траектории с требуемым в каждой точке ускорением, благодаря чему выводить ракету в точку с заданными координатами с минимальным отклонением. Для создаваемого двигателя не только требовались новые системы, но и должна была обеспечиваться проверка его работоспособности при изменении режимов в условиях эксплуатации. В систему регулирования тяги каждой двигательной установки потребовалось включить как регулятор тяги, так и датчик обратной связи. КБ-разработчиками было принято решение построить обратную связь системы регулирования тяги на основе измерения давления газов в одной из основных камер. Для создания прецизионного высоконадежного датчика давления было привлечено специальное авиаприборостроительное КБ, возглавляемое Н.К. Матвеевым.
Сама же система регулирования тяги разрабатывалась в НИИ, возглавляемом Н.А. Пилюгиным. В основе системы лежал принцип, получивший название «регулирование кажущейся скорости» (РКС): измерение ускорения ракеты в полете, автоматическое сравнение его с программным значением и по зарегистрированному отклонению введение изменения в тягу двигателя. Система регулирования соотношения расходов компонентов топлива создавалась для обеспечения одновременной выработки окислителя и горючего из баков на каждом блоке ракеты. Она получила сокращенное название СОБ (система опорожнения баков). Головными разработчиками системы стали КБ, возглавляемое А.П. Абрамовым, и Институт автоматики и телемеханики Академии наук, где этими работами руководил Б.Н. Петров. Исполнительным органом СОБ стал дроссель.
При выборе командных датчиков остановились на датчиках уровней компонентов в баках, в качестве датчиков обратной связи решили использовать расходомеры-вертушки. Среди основных новшеств, использовавшихся при создании двигателей для новой ракеты, необходимо также отметить азотную систему. В связи с отсутствием в те годы достаточно надежных агрегатов и систем наддува, работающих на основных компонентах топлива, было принято решение осуществлять наддув всех баков газообразным азотом. А для того чтобы масса была в пределах допустимой, двигателистам было предложено разработать систему, состоящую из азотного насоса и испарителя азота, обеспечивающую требуемые расход, давление и температуру азота.

... к концу 1953 г., когда был выполнен основной объем проектно-экспериментальных работ, определились основные черты двигательных установок: топливо - жидкий кислород и керосин; пять блоков; на каждом блоке - предельно унифицированные четырехкамерные двигатели с турбонасосной системой подачи топлива; для управления полетом используются рулевые камеры; подвод топлива к ним осуществляется от ТНА основных двигателей; кроме систем основных компонентов топлива имеются еще три: сжатого воздуха, перекиси водорода, жидкого азота и его газификации; наличие систем регулирования в полете тяги и соотношения расходов компонентов топлива. Во всех насосах установлены центробежные крыльчатки, в кислородном насосе - двухсторонняя, в остальных - односторонние. Привод насосов азота и перекиси водорода осуществляется через шестеренчатый мультипликатор, расположенный на ТНА со стороны насоса горючего. С этой же стороны ТНА по оси основного вала предусмотрен доступ к специальному хвостовику на конце вала для его прокрутки в начале и конце заправки систем криогенных компонентов, чтобы исключить возможность «схватывания» ротора при случайном попадании влаги. Предусматривавшееся временно, только в начале доводки проворачивание вала вручную для надежности оставлено навсегда. Для улучшения кавитационных характеристик основных насосов на входах в крыльчатки на том же валу установлены шнековые преднасосы.

Основные параметры двигателей практически однозначно определились стратегической задачей, поставленной перед ракетным комплексом: дальностью полета и массой целевой нагрузки. Проектно-конструкторские проработки дали возможность определить принципиальную и конструктивную схемы ракеты, ее массу, а затем по оптимальной стартовой тяговооруженности суммарную тягу на земле всех двигателей. Перераспределение номинальных значений тяг между двигателями I и II ступеней в значительной мере определилось целесообразностью унификации основных камер двигателей, как и ТНА и всех других агрегатов.

Доводка двигателей РД-107 и РД-108 для Р-7

Самым трудным было обеспечение работоспособности камеры. Ее огневые испытания начались в 1954 г. в составе экспериментальной установки. Первые же результаты этих испытаний показали необходимость отработки запуска. В связи с большой сложностью одновременного запуска 5 двигателей, 32 камер, было решено создать отдельный стенд для отработки совместного запуска двигателей и обеспечения устойчивого горения в камерах на предварительной ступени, а также накопления убедительной статистики. Такой стенд был создан рядом с основным огневым стендом. На нем было проведено в общей сложности несколько тысяч запусков двигателей без последующих выходов на основной режим. Собранный материал позволил в дальнейшем, когда при запусках космических кораблей и других объектов потребовалось обеспечивать старт ракет с точностью до долей секунды, разработать жестко привязанную ко времени шкалу подачи команд. Наряду с испытаниями по запуску двигателей шла отработка камеры на основном режиме. На этом этапе была проведена оптимизация основных двухкомпонентных форсунок. Были получены ценные экспериментальные данные по влиянию расхода горючего через периферийный ряд однокомпонентных форсунок, определяющего интенсивность внутреннего охлаждения стенок, на удельный импульс тяги. Увеличение этого расхода снижало удельный импульс тяги, но повышало нижнюю границу области высокочастотной неустойчивости. На этом этапе испытаний стало возможным выбрать оптимальный расход на завесу. К этому времени все агрегаты штатного двигателя успешно прошли автономные испытания на специальных стендах в условиях, по возможности приближенных к натурным. При этих доводочных испытаниях, проводившихся по методикам, разрабатывавшимся и совершенствовавшимся в ОКБ-456 в течение многих лет упорной работы, были внесены многие изменения в конструкции и технологии.
В итоге была достигнута уверенность в допустимости перехода к испытаниям агрегатов в составе двигателя. Этот двигатель в дальнейшем получил известность как РД-107 - для бокового блока ракеты Р-7 и как РД-108 - для центрального блока. При доводке двигателя на основном режиме пришлось изрядно потрудиться, чтобы обеспечить стабильные характеристики устойчивости. Была найдена защитная завеса допустимого уровня для камер двигателя РД-107 и несколько уменьшенная с соответствующим увеличением удельного импульса тяги для камер двигателя РД-108, что оказалось возможным благодаря меньшему номинальному давлению газов в камере двигателя РД-108. Из-за этого камеры этих двух двигателей не унифицированы по смесительным головкам. Для того чтобы исключить отклонения от проверенного производственного процесса, которые могли бы неблагоприятно отразиться на устойчивости рабочего процесса в камерах, было решено в течение всего периода серийного производства все товарные экземпляры двигателя подвергать контрольно-технологическому огневому испытанию (КТИ) с форсированием в эксплуатационном диапазоне.

... наземные огневые испытания двигательных установок в составе отдельных блоков - бокового и центрального, а затем и пакета всех блоков, т.е. ракеты в целом. Для этих работ был создан уникальный стенд на территории отраслевого института, известного теперь как НИИХиммаш. Сначала проводились испытания бокового блока. Была подтверждена работоспособность как двигательной установки, так и всех систем стенда. Этот важный этап был пройден в 1956 г.
При подготовке к испытаниям центрального блока в процессе заправки кислородной системы столкнулись с неожиданностью - с гидроударами в трубе на входе в насос. Это явление получило название «газ-лифт». Расчеты, а затем и эксперименты показали, что для решения этой проблемы достаточно организовать естественную циркуляцию кислорода. Приостановленные на время ликвидации этой неприятности испытания центрального блока были успешно продолжены и завершены. Далее по утвержденной программе следовало провести испытания пакета. С таким количеством компонентов топлива, находящихся в баках над работающими двигателями, стендовые испытания еще нигде и никогда не проводились. Совет главных конструкторов подтвердил решение о проведении этих испытаний. Они прошли успешно и открыли дорогу летно-конструкторским испытаниям.

Двигатель РД-214 (8Д59) для Р-12

Разработка мощных маршевых двигателей на высококипящем топливе была начата в ОКБ-456 в начале 1950-х гт. В это время возникла острая необходимость в создании в интересах обороны страны ракет дальнего действия, обладающих высокой боеготовностью и способных длительно храниться при максимально возможной защищенности стартовых позиций. Поставленная задача могла быть решена при использовании в качестве топлива азотнокислотного окислителя и углеводородного горючего. Эта пара компонентов ракетного топлива была предложена В.П. Глушко еще в 1930-1932 гт. Первым мощным жидкостным реактивным двигателем на высококипящем топливе, прошедшим в ОКБ полный цикл отработки, стал двигатель РД-214. Двигатель был разработан для баллистической одноступенчатой ракеты средней дальности Р-12. Позднее двигатель РД-214 использовался в составе космической двухступенчатой PH «Космос-2».

Работы по двигателю РД-214 проводились в соответствии с постановлением Правительства от 13 февраля 1953 г. Двигатель РД-214 имел 4 камеры сгорания и общий турбонасосный агрегат, включавший в себя центробежные насосы окислителя, горючего и перекиси водорода, турбину. Турбина работала на продуктах разложения 80 %-й перекиси водорода в парогазогенераторе. Двигатель оснащался пневмоуправляемыми агрегатами автоматики, обеспечивавшими запуск, выключение, регулирование тяги в полете по командам ракетной системы управления, перевод с режима главной ступени (по тяге) на режим конечной ступени. В двигателе были впервые применены отсечные пироклапаны, установленные на входе в камеру по линии окислителя. Они обеспечивали при включении двигателя быстрое прекращение расхода окислителя с целью уменьшения импульса последействия тяги, что значительно повышает точность попадания ракеты в заданную цель. Пусковое горючее заливалось в основную магистраль до пускового клапана двигателя. Применение четырехкамерной схемы позволило существенно уменьшить длину двигателя (по сравнению с однокамерной схемой), а также значительно упростила изготовление камер в производстве. Заправка и слив (при необходимости) топлива и запуск двигателя производились с применением стартового пневмощитка - ПЩС, оборудованного необходимыми агрегатами автоматики. ПЩС размещался на стартовой площадке и был соединен с бортовыми магистралями разъемными соединениями. Конструкции двигателя и ПЩС удовлетворяли всем требованиям тактико-технического задания (ТТЗ) в части эксплуатации: запуск двигателя при пуске ракеты был полностью автоматизирован и осуществлялся при помощи дистанционного управления; обеспечивались одновременная заправка ракеты компонентами топлива, а также слив компонентов и повторная заправка; аварийное отключение двигателя могло производиться в любой момент до отрыва ракеты от пускового стола; обеспечивался удобный доступ ко всем узлам и агрегатам двигателя и ПЩС, требующим осмотра, настройки, контроля или замены.
Двигатель РД-214 был первым ЖРД такой мощности на высококипящем окислителе, который работал не только на режиме главной ступени, но и при дросселировании до 33 % номинальной тяги. До создания двигателя РД-214 считалось, что глубокое дросселирование для азотнокислотных двигателей вообще невозможно. При отработке двигателя был решен ряд сложных технических задач, к основным из которых относятся: разработка принципиально новой конструкции камеры сгорания, работающей при относительно большом давлении газов (45 атм) и надежно охлаждаемой горючим; разработка системы смесеобразования, способной при работе на топливе с высококи- пящим окислителем обеспечить эффективный процесс горения, устойчивый на всех режимах работы, в том числе и на режиме конечной ступени (с этой целью был проведен большой объем работ по исследованию процессов возникновения пульсаций давления и вибраций в двигателе на всех режимах, в результате чего была разработана принципиально новая конструкция форсуночной головки, обеспечивающая три фронта горения топлива по длине цилиндрической части камеры сгорания); отработка двухвальной конструкции турбонасосного агрегата с надежным разделением компонентов, с малым удельным весом и высокой удельной мощностью турбины; разработка новой конструкции агрегатов управления, работающих в агрессивных средах, и решение проблем герметичности соединений; проектирование, сооружение и ввод в эксплуатацию первого в стране стенда для огневых испытаний азотнокислотного двигателя большой мощности, а также ряда других стендов для испытания отдельных агрегатов двигателя с разработкой и освоением методики испытаний двигателя и его агрегатов; разработка и освоение технологии изготовления двигателей, в том числе создание ряда новых технологических процессов, таких как вакуумная бесфлюсовая пайка и автоматическая сварка камер сгорания, пайка форсуночных головок камер сгорания кислотостойким припоем и др.; разработка мероприятий, обеспечивающих коррозионную стойкость агрегатов, узлов и деталей двигателя, соприкасающихся с агрессивными компонентами топлива.
Отработка двигателя проводилась с привлечением ряда научно-исследовательских центров. В их числе НИИ-1, принимавший участие в исследованиях процесса горения в камерах, включая работы по проблемам обеспечения устойчивости, определение физических свойств горючего ТМ-185 и др.; Энергетический институт АН СССР, проводивший исследование охлаждающих свойств горючего ТМ-185. После завершения отработки двигателя были проведены чистовые доводочные испытания (ЧДИ) двигателя РД-214 (прообраз современных сертификационных испытаний).

Завершающим этапом отработки двигателя РД-214 явились летные испытания в составе ракеты Р-12. Двигатели в полете работали нормально и отрабатывали все команды бортовой системы управления; параметры двигателей соответствовали требованиям ТЗ. Успешное завершение отработки двигателя позволило начать его серийное производство. В конце 1950-х гг. ракета Р-12 являлась основной и самой массовой ракетой стратегического назначения, поэтому производство двигателей РД-214 было развернуто на трех серийных заводах. Двигатель РД-214 эксплуатировался в составе ракеты Р-12, а позднее в составе ракеты-носителя «Космос» более 30 лет.

Двигатель РД-119 (8Д710) для второй ступени РН «Космос» (11К63)

После запусков первых искусственных спутников Земли (ИСЗ) первоочередной стала задача создания III ступени для космических ракет, которые смогли бы обеспечить запуски спутников на высокие орбиты, доставку полезного груза на Луну или окололунную орбиту. К этому времени в ОКБ-456 уже в течение нескольких лет велись работы по изучению несимметричного диметилгидразина (НДМГ) как горючего для ракетных двигателей. Экспериментальные исследования НДМГ проводились в Государственном институте прикладной химии (ГИПХ) на модельных камерах и установках, а в ОКБ-456 на камере тягой 7 тс на стенде № 6 отдела № 54.

В начале 1958 г. вышло постановление Правительства, в соответствии с которым ОКБ-456 поручалась разработка двигателя для ступени ракет ОКБ-1. Этим же документом в качестве дублирующего варианта, КБ химавтоматики (КБХА) поручалось создание двигателя на компонентах кислород - керосин на базе рулевой камеры двигателя РД-107 разработки ОКБ-1. Параметры этого двигателя были невысокими, однако наличие в заделе ОКБ-1 и КБ химавтоматики ряда уже отработанных ранее агрегатов (камера, газогенератор, ряд агрегатов автоматики, узлов ТНА и др.) позволяло рассчитывать на сжатые сроки отработки такого двигателя. Таким образом, с самого начала создания новых двигателей для разгонного блока возникла конкуренция. К конструкции двигателя III ступени были предъявлены особые, специфические требования: обеспечение максимального реально достижимого в тот период времени удельного импульса тяги; минимальная масса конструкции двигателя; надежный запуск двигателя в вакууме. Создаваемый в ОКБ-456 двигатель получил обозначение РД-119.

В силу технических требований в конструкцию двигателя РД-119 были заложены следующие передовые для своего времени конструкторские решения: камера - с высотным соплом. Для уменьшения подогрева НДМГ в зарубашечном пространстве камеры (для исключения возможности его разложения) предусматривалась защита, создававшаяся периферийными форсунками горючего. Материал огневой стенки в области высоких тепловых потоков медный сплав БрХ08, а в закритической части сопла была применена нержавеющая сталь, что позволило сэкономить до 10 кг массы сопла; ввиду требуемых низких входных давлений компонентов топлива ТНА выполнен двухвальным, с преднасосами на втором валу, с приводом через редуктор. Турбина - высокооборотная. Удельная масса ТНА - 0,065 кгс/л.с., что свидетельствовало об очень высокой эффективности конструкции; рабочим телом турбины служили продукты сгорания топлива в двухкомпонентном газогенераторе. Для топливной пары жидкий кислород - НДМГ наиболее перспективным был однокомпонентный газогенератор с термическим разложением НДМГ, однако на данном этапе освоения НДМГ создание такого газогенератора представлялось весьма сложной задачей, требовавшей проведения исследовательских работ по организации стабильного процесса разложения этого горючего. Исходя из сжатых сроков отработки двигателя приняли решение об использовании в его конструкции двухкомпонентного газогенератора с температурой рабочего тела 850 °С. Однокомпонентный газогенератор рассматривался как резервный вариант и проходил стадию НИР. Запуск двигателя и раскрутка ТНА должны были осуществляться с помощью порохового стартера; для управления полетом ступени использовались четыре пары неподвижных рулевых сопел, тяга которых изменялась в результате перераспределения рабочего тела турбины с помощью трех газораспределителей. Эти сопла создавали дополнительную тягу 142 кгс. Температура газа на выходе из газораспределителей - 475 °С; давление - 0,83 атм; давление на срезе рулевых сопел - 0,007 атм. Подводящие трубопроводы и сопла выполнялись из листов жаропрочной стали толщиной 0,5 мм; для обеспечения воспламенения компонентов топлива в камере при запуске двигателя были разработаны пирозажигательное устройство (ПЗУ), обеспечивающее стабильное горение при низком давлении, и специальная вышибная заглушка, обеспечивающая повышенное давление для более надежного воспламенения и горения ПЗУ; для максимального снижения импульса последействия при выключении двигателя в схеме использовался пироклапан отсечки окислителя, по линии горючего отсечные 73 НПО ЭНЕРГОМАШ клапаны устанавливались непосредственно в полости горючего смесительной головки камеры.
Таким образом, создание двигателя РД-119 явилось важным этапом в качественном развитии отечественных ЖРД кислородного класса. В течение всего 1958 г. и в первой половине 1959 г. в подразделениях КБ, опытного завода и испытательных лабораториях шла напряженная работа по изготовлению, испытанию и конструкторской отработке узлов и агрегатов двигателя РД-119. Достаточно сказать, что в течение 1958 г. были изготовлены и прошли испытания 12 укороченных и 40 штатных камер сгорания, 7 комплектов ТНА, до 35 комплектов агрегатов автоматики, свыше 20 вариантов смесительных головок двухкомпонентных газогенераторов и другой материальной части двигателя. Основные трудности возникли при отработке камеры и двухкомпонентного газогенератора, связанные в основном с применением нового, еще не изученного горючего - НДМГ. Так, свыше 80 испытаний камер, проведенных при баллонной подаче компонентов топлива, показали, что удельный импульс тяги для данной конструкции оказался ниже расчетного (341 с вместо 343 с). Имели место случаи разложения НДМГ в тракте охлаждения, прогары огневой стенки камеры. Это вызвало необходимость принятия ряда конструктивных мер.
В начале 1959 г. было принято решение о разработке и изготовлении новой конструкции камеры с увеличенной степенью расширения сопла (снижение давления на срезе с 0,1 до 0,05 атм). Для сохранения массовых характеристик конструкции предусматривалось широкое использование титанового сплава. Разработкой камеры и газогенератора занимался коллектив под руководством А.Д. Вебера. Большой вклад в отработку этих агрегатов двигателя внесли С.Д. Каменский, В.Г. Кетов, Е.А. Грановский, Г.В. Данилин, В.В. Муреев, Е.А. Белов и др. Насосы и ТНА в целом были доведены в течение 1958 г. Параллельно была начата отработка конструкции одновального ТНА, пе реход на который позволил бы снизить массу ТНА на 11 кг, а также затраты на его изготовление. Много усилий потребовала отработка двухкомпонентного газогенератора. Было проведено более 250 его испытаний как автономно, так и в составе двигателей. Тем не менее, не удалось добиться устойчивой работы этого газогенератора. Одновременно велась отработка однокомпонентного генератора термического разложения горючего.
К началу 1959 г. были изготовлены его натурные образцы для испытаний в составе двигателя. Эти испытания показали хорошие результаты. Однокомпонентный газогенератор был принят в качестве основного. К средине 1959 г. все агрегаты автоматики и общей сборки прошли чистовые доводочные испытания и начались их испытания в составе двигателя РД-119. Было проведено свыше 70 испытаний двигателя продолжительностью до 250 с. Была отработана схема запуска и отключения в условиях вакуума. В ОКБ-1 поставлен ряд макетов двигателя. Началась подготовка к проведению чистовых доводочных испытаний РД-119. Однако к середине 1959 г. была завершена отработка двигателя КБ химавтоматики, созданного на базе рулевой камеры двигателя РД-107. Этот двигатель и был установлен на блоке «Е» ракеты 8К72, запущенной с полезным грузом на орбиту Луны 12 сентября 1959 г. В связи с этим ОКБ-1 отказалось от использования двигателя РД-119 в своих программах.
В середине 1959 г. ОКБ М.К. Янгеля выступило с предложением о создании легкого носителя для запусков спутников массой до 450 кг на базе ракеты Р-12. Использование двигателя РД-119 при его некоторой модернизации и конструктивной доработке позволяло решить эту задачу. В августе 1960 г. вышло постановление Правительства о создании двухступенчатого носителя. В качестве его I ступени должна была использоваться доработанная ракета Р-12, а в качестве второй ступени - новый ракетный блок с двигателем РД-119. Ракета-носитель получила обозначение 11К63 («Космос-2»).

К этому времени практически была закончена отработка агрегатов автоматики, рулевой системы, одновального ТНА, однокомпонентного газогенератора термического разложения НДМГ двигателя РД-119. Для обеспечения выполнения требований ТЗ было необходимо снизить массу двигателя и обеспечить надежную работу камеры сгорания и требуемые ее характеристики. Снижение массы агрегатов обеспечивалось путем широкого внедрения титановых сплавов и новых конструкторско-технологических решений. Так, конструкция шаробаллона высокого давления для азота, корпусов газораспределителей, смесительной головки (типа «ерш») однокомпонентного газогенератора были выполнены из титановых сплавов. Внедрено изготовление роторов ТНА путем соединения дисков с лопатками сваркой трением. У газогенератора снята рубашка охлаждающего тракта, вместо фланцевого соединения половинок корпуса с установленной внутри пороховой шашкой стартера была применена их сварка.
Большой вклад в разработку агрегатов автоматики внес коллектив под руководством Н.П. Алехина: ведущие специалисты В.В. Кириллов, Г.М. Струнгис, А.П. Павлов, Б.А. Новичков, Б.А. Толкачев и др. Разработку ТНА осуществлял коллектив конструкторов под руководством С.П. Агафонова: ведущие специалисты М.И. Прожига, В.В. Соколов, P.C. Соколова, Ю.В. Пресняков. В процессе доводочных испытаний двигателей РД-119 было исследовано множество вариантов смесительных головок камер с целью достижения максимального значения удельного импульса тяги и обеспечения их устойчивой работы в требуемых диапазонах параметров. Наилучшие результаты были получены для камер с шахматным расположением форсунок на головке. Этот вариант камеры обладал повышенной устойчивостью к пульсациям давления и обеспечивал расчетное значение удельного импульса тяги - в диапазоне 350...352 с.
В производстве наибольшие трудности возникли при отработке технологии изготовления титановой камеры сгорания. К отработке технологии нанесения на титановые детали гальванических покрытий, пайки, сварки титановых сплавов, пайки переходных биметаллических колец были привлечены головные институты страны: НИИ-88, НИТИ-40, НИИ-13, ВИАМ. Совместными усилиями была создана технология изготовления титановых камер, обеспечивающих надежную работу двигателя. К середине 1961 г. было проведено более 140 испытаний двигателя РД-119, что позволило в сентябре 1961 г. осуществить его чистовые доводочные испытания. Успешное проведение этих испытаний, а также испытаний двух двигателей в составе II ступени на стенде НИИ-229 позволило перейти к ЛКИ ракеты-носителя 11К63.
Первое ЛКИ с двигателем РД-119 было проведено 27 октября 1961 г. Однако из-за отказа системы управления I ступени ракеты, ракета не вышла на расчетную высоту. Несмотря на нештатные условия, двигатель РД-119 успешно запустился и нормально отработал положенное время. Второе ЛКИ было проведено 21 декабря 1961 г. Двигатель РД-119 нормально запустился и отработал 233 с. Однако из-за ошибки в расчете заправки баков II ступени работа двигателя была прекращена. Третье ЛКИ проводилось 17 марта 1962 г. Запуск ракеты прошел успешно. На орбиту был выведен спутник «Космос-1», что положило начало регулярным запускам ИСЗ серии «Космос».

Двигатель РД-111 (8Д716) первой ступени МБР Р-9А

Эксплуатация первых боевых ракет Р-1, Р-2 и Р-5, в составе топлива которых использовался жидкий кислород, показала недостаточность их боеготовности. По настоянию Министерства обороны были разработаны ракеты Р-11 и Р-12 на высококипящем топливе, обеспечивавшем повышение боеготовности, а в декабре 1956 г., еще до начала летных испытаний первой отечественной межконтинентальной ракеты Р-7, было принято правительственное постановление о разработке в ОКБ-586 под руководством М.К. Янгеля межконтинентальной ракеты Р-16 на высококипящем топливе. В 1958 г. для повышения беоготовности ракет на кислородном топливе в ОКБ-1 был разработан способ получения переохлажденного кислорода, использование которого сокращает время подготовки к пуску ракеты до .30 мин, в то время как ранее для подготовки кислородной ракеты к пуску требовалось несколько часов. Это обстоятельство делало кислородную ракету конкурентоспособной с ракетами на высококипящем топливе, а более высокий удельный импульс тяги, чем у топлива азотная кислота и керосин, - более эффективной по дальности полета или массе выводимого груза. В сравнении с ракетой Р-7 новая ракета - Р-9 благодаря разработке более экономичных ракетных двигателей и созданию ядерных зарядов меньшей массы по лучалась более компактной и имела меньшую стартовую массу.

13 мая 1959 г. вышло правительственное постановление о разработке ракеты Р-9А. Постановление определяло распределение работ и устанавливало головных разработчиков: по комплексу в целом - ОКБ-1, по двигателю I ступени - ОКБ-456, по двигателю II ступени - ОКБ-154 с участием двигательного отделения ОКБ-1. К изготовлению двигателей I ступени на этапе доводки и для последующего их серийного изготовления подключался куйбышевский авиационный завод № 24.

В октябре 1959 г. в ОКБ-456 была завершена разработка эскизного проекта. В отличие от двигателей РД-107 (РД-108) новый двигатель, получивший наименование РД-111 (8Д716), имел почти вдвое увеличенную тягу, повышенный на 15 с удельный импульс тяги, для привода ТНА и наддува баков в нем использовались основные компоненты топлива, что позволило отказаться от перекиси водорода и жидкого азота с соответствующими системами на борту ракеты, отсутствовали рулевые агрегаты, так как качались основные камеры, давление в камерах сгорания было повышено с 60 до 80 атм, все технологические операции по обслуживанию двигателя на старте выполнялись дистанционно.
В разделе по обоснованию выбора топлива ОКБ-456 предложило вместо керосина использовать НДМГ, что при сохранении массы и габаритов ракеты должно было обеспечить приращение дальности до 2000 км. В подтверждение возможности использования НДМГ в качестве ракетного горючего в сочетании с кислородом приводилась успешная отработка двигателя РД-119 тягой 10 тс. Одновременно в ОКБ-276 был разработан эскизный проект на двигатель НК-9 (8Д717). По этому проекту двигатель выполнялся по схеме с дожиганием при давлении в камере сгорания 100 атм, что по расчетам увеличивало удельный импульс тяги в пустоте на 15 с по сравнению с удельным импульсом тяги двигателя РД-111. Однокамерный двигатель НК-9 имел тягу на земле 35 тс, на I ступень устанавливались четыре таких двигателя. Сопло камеры охлаждалось кислородом. Предлагались и другие ранее не проверенные в ракетном двигателестроении технические новинки. Оба эскизных проекта практически одновременно поступили в ОКБ-1.
После проработки обоих проектов С.П. Королев обратился к руководству страны с предложением ограничиться разработкой для ракеты Р-9А только двигателя ОКБ-276, а работы в ОКБ-456 прекратить, хотя было известно, что в ОКБ-276 нет опыта разработки ЖРД, отсутствует оборудование для изготовления камер и нет стенда для огневых испытаний. Межведомственная комиссия, созданная после этого обращения, рассмотрела положение дел с разработкой двигателя в обоих ОКБ, а также мнения участников событий и подготовила решение, которое утвердил председатель ГКОТ К.Н. Руднев. Основной вывод решения: двигатель ОКБ-456 создается на основе проверенных технических решений и, обладая в основном необходимыми параметрами, обеспечивает создание ракеты Р-9А в установленные сроки. Вопрос о разработке для ракеты Р-9А только двигателя НК-9 был закрыт.

Основные трудности в отработке двигателя состояли в получении устойчивого горения в камере на запуске и основном режиме работы при обеспечении удельного импульса тяги не менее 312 с. Начатая в январе 1959 г. при огневых испытаниях экспериментальных двухкамерных двигательных установок отработка смесеобразования была продолжена при доводочных испытаниях двигателей штатной конструкции, первые экземпляры которых были изготовлены в марте 1960 г. Поскольку при проверке множества вариантов организации смесеобразования путем применения двухкомпонентных форсунок не выявилось обнадеживающих путей создания смесительной головки, обеспечивающей требуемые полноту и устойчивость горения в камере, были развернуты исследования эффективности применения однокомпонентных форсунок.
Испытания двигателей с однокомпонентными форсунками показали недостаточную устойчивость горения, но при этом значение удельного импульса тяги несколько повысилось. С целью дальнейшего повышения устойчивости горения на эту головку устанавливали охлаждаемые разделительные перегородки, так называемые «кресты». Однако это не дало положительного эффекта. Следующим шагом в повышении устойчивости горения стало дальнейшее уменьшение размеров ячеек смесеобразования - при сохранении «шахматной» схемы расположения форсунок их число было увеличено в 1,5 раза при одновременном уменьшении на 20 % расхода горючего на «завесу». Этот вариант смесительной головки среди всех проверенных вариантов показал наилучшую устойчивость горения и наиболее высокий импульс удельной тяги - 317 с и был введен в штатную конструкцию камеры.

Параллельно с поисками варианта эффективного смесеобразования в камере велась отработка надежного запуска двигателя. В связи с тем, что в мае 1960 г. было выдвинуто дополнительное требование по обеспечению пуска ракеты Р-9А из шахты, стала необходимой разработка универсальной циклограммы запуска, одинаково пригодной для пусков с наземного старта и из шахтного сооружения. В связи с этим для двигателя 8Д716 началась отработка качественно новой схемы запуска - без предварительной ступени. Все ранее разработанные в ОКБ-456 двигатели, в которых использовалось несамовоспламеняющееся топливо (РД-100, РД-101, РД-103М, РД-107, РД-108) запускались через предварительную ступень: зажигание происходило при подаче компонентов топлива в камеру под давлением столбов жидкости и наддува баков. Запуск двигателя без предварительной ступени дает возможность обеспечить максимальную скорострельность, свести к минимуму продолжительность воздействия пламени на стартовую установку, сократить предстартовые расходы топлива, создает благоприятные условия для запуска ракеты из шахты, исключает необходимость создания системы эжекции и т.д. При отработке схемы запуска возникали различные нештатные ситуации, в том числе были случаи появления высокочастотной неустойчивости рабочего процесса в камерах.
К концу 1960 г. отработка двигателя на соответствие условиям, изложенным в техническом задании, была успешно завершена, и началась подготовка к испытаниям двигателя в составе ступени - огневым стендовым испытаниям (ОСИ) на стенде № 2 НИИ-229. К этому времени с использованием оборудования фирмы «Филипс» были созданы форвакуумные насосы, позволяющие получить переохлажденный кислород. ОКБ-1 в феврале 1961 г. предложило ОКБ-456 провести проверку работоспособности двигателя РД-111 при температуре кислорода на входе в двигатель -189...-183 °С. Чтобы не нарушать утвержденный график проведения ОСИ и летно-конструкторских испытаний (ЛКИ), было принято решение стендовые испытания двигателей на переохлажденном кислороде вести параллельно с испытаниями всех систем в составе ракеты.

Ко времени окончания ЛКИ ракет Р-9А были приняты на вооружение Ракетных войск стратегического назначения (РВСН) МБР Р-16 и Р-16У, прошли успешные первые запуски ракет нового поколения Р-36, на завершающей стадии разработки находилась ракета УР-100. Эти ракеты работали на высо- кокипящем долгохранимом топливе. Такое топливо позволяло ракетам в течение длительного периода находиться на боевом дежурстве. И руководство МО взяло курс на использование таких ракет. Тем не менее ОКБ-1 предпринимало энергичные меры к преодолению сложившейся ситуации. Это дало положительные результаты, и в августе г. в филиале № 2 ОКБ-456 состоялось заседание МВК, на котором был подписан акт комиссии о согласовании документации, а 21 июля 1965 г. вышло правительственное постановление о принятии МБР Р-9А на вооружение. Хотя применение переохлажденного кислорода существенно сократило время подготовки ракеты Р-9А к пуску - до 15...20 мин, однако наличие расположенного рядом со стартовым сооружением хранилища жидкого кислорода и многое другое усложняло эксплуатацию ракет Р-9А по сравнению с ракетами на высококипящем топливе. Министерство обороны ограничило свой заказ на производство этих ракет 70 экземплярами. Однако отдельные системы не удобной в эксплуатационном отношении ракеты Р-9А имели весьма совершенные технические характеристики. Они могли быть использованы в составе других ракет.

Двигатели РД-216, РД-218 и РД-219 (семейство однотипных двигателей на основе базового двигательного блока РД-215)

Двигатели РД-216, РД-218 и РД-219 являются первыми отечественными мощными двигателями, работающими на топливе, в котором в качестве окислителя применяется азотная кислота с добавлением азотного тетроксида (АК-27И), а горючего - НДМГ. Двигатели разрабатывались практически одновременно, и при их проектировании впервые в практике отечественного двигателестрое- ния были использованы принципы унификации конструкции и модульно-блочного построения ступени двигательной установки. В основе модульной конструкции лежит двухкамерный двигательный блок с одним ТНА и газогенератором, расположенными между камерами, агрегатами автоматики и органами регулирования режима работы двигателя. Блочно-модульная конструкция позволяет существенно сократить трудоемкость изготовления двигателя, упрощает его экспериментальную отработку, обеспечивает проведение доводочных испытаний с высоким темпом. Двигатель РД-216 состоит из двух двигательных блоков РД-215, объединенных общей рамой и имеющих общую систему запуска от пусковых бачков. Аналогичную конструкцию имеет и двигатель РД-218, состоящий из трех двигательных блоков РД-217. Двигательные блоки РД-215 и РД-217 различаются только расположением мест их крепления к раме двигателя. Двигатель РД-219 представляет собой один двухкамерный блок и отличается от блоков I ступени большей степенью расширения газов в сопле, сопло камеры впервые выполнено с угловым входом для уменьшения длины и массы камеры; в магистрали окислителя установлен дроссель системы опорожнения баков (СОБ); система наддува пусковых бачков введена в состав двигателя (у двигателей 8Д514 и 8Д712 такая система находится на наземном стартовом сооружении).

В 1960 г. начались первые стендовые испытания двигателей РД-216, РД-218 и РД-219, изготовленных на серийных заводах. Правительственными постановлениями серийными заводами по производству двигателей были определены: по двигателю РД-216 - заводы № 586 (Днепропетровск) и № 32 (Красноярск), а по двигателям РД-218 и РД-219 - заводы № 586 и № 29 (Омск). С целью ускорения выпуска двигателей на серийных заводах их технологическое оснащение и освоение технологий были начаты до окончания отработки конструкции и технологии в ОКБ-456, в связи с чем конструкторская документация была передана на заводы в середине 1959 г. Серийные заводы достаточно быстро освоили технологию изготовления двигателей: завод № 586 - в 1960 г., завод № 29 - в 1961 г. Задержка была только с введением в строй огневых стендов на топливе АК-27И и НДМГ. В связи с этим испытания установочных партий и первые контрольно-технологические испытания (КТИ) двигателей, изготовленных серийными заводами, проводились на стенде № 2 ОКБ-456.

Параллельно с летной отработкой двигателей РД-216 велись летно-конструкторские испытания двигателей РД-218 и РД-219 в составе ракеты Р-16. Запуск первой летной ракеты Р-16 планировался на конец октября 1960 г. и был приурочен к празднику 7 ноября. При подготовке уже заправленной ракеты к пуску был обнаружен ряд производственных дефектов, требующих устранения. Для обеспечения запуска ракеты в намеченные сроки Государственная комиссия приняла решение о проведении доработок на ракете без слива топлива. Выполнение таких работ не было обеспечено ни технологиями, ни инструкциями и являлось серьезным нарушением правил техники безопасности. Кроме того, схема управления двигателями не имела блокировок на случай проведения несанкционированных проверок ее функционирования. В результате ошибочного решения и несовершенства системы управления 24 октября 1960 г. произошла авария с гибелью людей. В этой аварии погибли и три работника ОКБ-456 - заместитель главного конструктора по летным испытаниям Г.Ф. Фирсов и инженеры отдела летных испытаний А.А. Кошкин и Б.Н. Сергеев. Принятые меры по устранению недостатков при изготовлении и подготовке ракеты Р-16 к пуску позволили 2 февраля 1961 г. осуществить ее успешный пуск. Это было начало ЛКИ ракет Р-16, которые завершились в январе 1962 г. В процессе проведения 30 ЛКИ были замечания к работе отдельных агрегатов двигателей РД-218 и РД-219.

Разработка «Космос-3» — двухступенчатой космической ракеты на базе одноступенчатой боевой ракеты Р-14

Специалисты ОКБ-586 в апреле 1961 г. завершили разработку эскизного проекта новой двухступенчатой космической ракеты 65СЗ на базе одноступенчатой боевой ракеты Р-14. На I ступени новой ракеты двигатель РД-216 использовался без изменений, а для II ступени был выбран двигатель 11Д47 (после модернизации 11Д49), разрабатываемый в ОКБ-2 под руководством главного конструктора А.М. Исаева. М.К. Янгель в середине 1961 г. принял решение передать дальнейшую разработку космической ракеты 65СЗ в филиал № 2 ОКБ-1, расположенный в Красноярске. Позднее, в декабре 1961 г., филиал № 2 ОКБ-1 был преобразован в ОКБ-10 во главе с главным конструктором М.Ф. Решетневым. В связи с тем, что на ракете 65СЗ двигатель РД-216 использовался без изменений, ведение конструкторской документации на изготовление и летную эксплуатацию этого двигателя было поручено филиалу № 3 ОКБ-456 (начальник филиала В.Ф. Хомрач) при Омском авиамоторном заводе им. П.И. Баранова, проводившему аналогичные работы по двигателям РД-218 и РД-219 для боевых ракет Р-16. Конструкторское сопровождение изготовления двигателей РД-216 осуществлял коллектив конструкторов ОКБ-10 при Красмашзаводе, где производились эти двигатели для ракет Р-14 и 65СЗ.
Летно-конструкторские испытания PH 65СЗ были начаты в августе 1964 г. На I ступени устанавливались двигатели РД-216, изготавливаемые в ходе серийного производства ракет Р-14. Летная отработка PH 65СЗ сопровождалась запусками реальных космических аппаратов. В средствах массовой информации они именовались «Космос» с порядковыми номерами начиная с № 38. Опыт проведения первых десяти пусков PH 65СЗ показал необходимость введения корректив в техническое задание на разработку PH. В части, касавшейся двигателя I ступени, была исключена работа двигателя на режиме конечной ступени (62 % от номинального давления в камере сгорания), введено требование обеспечения работоспособности двигателя при температуре конструкции в диапазоне -40...+50 °С в связи с пусками с открытого старта, а также введена штатная система телеизмерений при летной эксплуатации. Вводимые в конструкцию двигателя изменения, нарушающие взаимозаменяемость двигателей для боевой и космической ракет, стали основанием для изменения обозначения как двигателя, так и всей ракеты. Они получили соответственно обозначения РД-216М и 11К65 (позднее, после введения усовершенствований в систему управления, PH стала обозначаться 11К65М).
В средствах массовой информации PH именовалась «Космос-3» («Космос-ЗМ»). Конструктивные отличия и новое наименование двигателя сделали необходимым выпуск нового комплекта конструкторской документации. Первый двигатель РД-216М (11Д614) был изготовлен на Красмашзаводе в I квартале 1968 г. В процессе проведения летно-конструкторских испытаний ракеты 27 сентября 1967 г. произошла авария: на режиме запуска двигателя РД-216 в одной из камер возникли высокочастотные колебания давления газов, которые привели к разрушению камеры и падению ракеты вблизи стартового сооружения. С целью устранения дефекта в работе двигателя была разработана экспериментальная программа повышения устойчивости горения на режиме запуска двигателя. Она была утверждена 18 декабря 1967 г. и предусматривала проверку эффективности воздействия на устойчивость горения стабилизации распыла форсунок в период набора давления при запуске двигателя. Этот метод повышения устойчивости горения получил широкую известность под названием «стабилизированное смесеобразование».

Двигатели РД-251 (8Д723) и РД-252 (8Д724) первой и второй ступеней ракеты Р-36 (8К67)

Разработка двигателей РД-251 и РД-252 проводилась в ОКБ-456 в период с 1961 по г. в соответствии с постановлением Правительства от 16 апреля 1962 г., а также ТТЗ ОКБ-586 на проектирование и изготовление основных двигателей I и II ступеней ракеты Р-36 (8К67). Двигатели РД-251 и РД-252 относятся к классу мощных азоттетроксидных ЖРД, выполненных по схеме без дожигания и использующих самовоспламеняющиеся компоненты топлива: окислитель - азотный тетроксид (АТ); горючее - НДМГ. Разработка двигателей РД-251 и РД-252 проводилась с учетом опыта, накопленного при разработке, изготовлении, доводке и эксплуатации ЖРД РД-214, РД-216, РД-218, РД-219, а также РД-224 (8Д720).
Использование для старта ракеты Р-36 только шахтных сооружений и накопленный опыт по эксплуатации шахтных стартов «Двина», «Чусовая» и «Шексна» для ракет Р-12, Р-14, Р-16 позволили выбрать в качестве окислителя азотный тетроксид и пороховые стартеры для запуска, так как температурный диапазон в шахтах оказался существенно меньше (+5...+35 °С), чем для открытых стартов (±50 °С). Это дало и прирост удельного импульса тяги, и упрощение системы запуска без недопустимой несинхронности запуска двигательных блоков ступени. Разработка двигателей РД-251 и РД-252, по существу, завершила создание в ОКБ-456 трех семейств ЖРД на высококипящих компонентах топлива, выполненных по схеме без дожигания генераторного газа в камерах (так называемой открытой схеме), и уже в 1962 г. в ОКБ-456 началась эра ЖРД с дожиганием генераторного газа (разработка двигателя РД-253 и др.).
Основной задачей разработки двигателей РД-251 и РД-252 было создание азоттетроксидных ЖРД с более высокими экономичностью и надежностью и меньшей сложностью эксплуатации, чем у всех ранее созданных ЖРД на азотнокислотном топливе с открытой схемой. Для обеспечения высокой надежности и сокращения сроков и стоимости разработки необходимо было максимально использовать весь накопленный опыт создания ЖРД, однако, как будет показано ниже, это не спасло коллектив ОКБ-456 от большого объема экспериментальных работ из-за ряда трудностей как возникших вновь, так и перешедших от предыдущих разработок, в том числе высокочастотной неустойчивости рабочего процесса в камерах.

... в серийном производстве случаи ВЧ-неустойчивости при запуске двигателей РД-250 и на основном режиме двигателя РД-252 не были полностью устранены. При этом если на предыдущих ракетах допускались отдельные случаи ВЧ-неустойчивости при КТИ и в полете, то для ракет Р-36 такое положение было признано недопустимым.

Разработка новых мероприятий по исключению ВЧ-неустойчивости рабочего процесса в камерах двигателя РД-250 при запуске велась в двух направлениях: повышение устойчивости процесса в камерах путем изменения форсуночной головки (ФГ); поиск схем запуска двигателя, не создающих условий для появления ВЧ-неустойчиво- сти в камере. Работы по ФГ камеры сгорания велись сначала в направлении разработки более стабилизированного распыла у струйно-центробежных форсунок (опыт отработки РД-219). В 1965-1966 гг. были опробованы четыре варианта ФГ, однако результаты испытаний были отрицательными, и дальнейшая проверка этих вариантов была прекращена. В целях поиска оптимальной конструкции антипульсационных разделительных перегородок в огневом пространстве при автономных испытаниях камер в НИИХиммаше были опробованы еще шесть вариантов ФГ, однако и эти работы не дали положительного результата.
Таким образом, основные работы были направлены на изменение параметров запуска. Были проведены расчеты запуска с использованием математической модели на ЭВМ «Урал-2» (62 варианта, исполнители Л.В. Львова, И.А. Клепиков, В.П. Облащикова), по результатам которых было найдено наиболее эффективное средство влияния на основные параметры запуска. Набор статистики по сотням испытаний позволил выявить некоторое, едва заметное различие в поведении записей, характеризующих изменение давления в камерах сгорания в начале запуска. Это позволило сделать предположение о наличии разницы в формировании пусковых зарядов в камерах сгорания обоих двигателей. Основной задачей стало найти и устранить указанные различия, чтобы приблизить первоначальную фазу запуска (завязка процесса) двигателя РД-250 к соответствующей фазе запуска высотного двигателя РД-252. Анализ особенностей конструкции подводящих трактов, способных повлиять на формирование пускового заряда, вывил такие отличия как по линии окислителя, так и по линии горючего.
В гидравлической лаборатории КБ Энергомаш были проведены проливки на воде трактов питания камер двигателей РД-250 и РД-252 с применением скоростной киносъемки (-1000 кадров в секунду) для визуализации характеров выхода первых порций окислителя и горючего, при этом при проливках трактов горючего для визуализации процесса форсуночные головки камер приваривались «наоборот», чтобы струи выпускались не внутрь камер, а наружу. Проливки со скоростной киносъемкой выявили различия в характерах поступления первых порций и окислителя, и горючего при запуске двигателей РД-250 и РД-252. Были разработаны конструктивные мероприятия, исключавшие эти различия (подбором при проливках), которые внедрили на двигателях РД-250 вначале по линии окислителя, а потом и по линии горючего.

К 1 сентября 1967 г. было проведено 372 испытания двигателя РД-250, включая 33 испытания двигателя в составе 11 ракет 8К67, 8К69. В течение этих Испытаний не было ни одного случая ВЧ-неустойчивости при запуске. По решению МВК при 12 огневых испытаниях были проведены проверки при крайне неблагоприятных сочетаниях условий запуска. Надежность запуска была подтверждена. Таким образом, было впервые экспериментально показано, что при запуске ЖРД суще ствуют факторы, которые могут привести к неустойчивости процесса в камере, обладающей достаточной устойчивостью на основном режиме. Какой же огромный объем работ пришлось провести, чтобы обнаружить и устранить разновременность включения форсунок в -0,02 с, определяющую грань между устойчивым и неустойчивым двигателями!

Параллельно велись работы по устранению ВЧ-неустойчивости в камерах высотного двигателя РД-252. Было замечено, что при испытаниях двигателей РД-252 ВЧ-неустой- чивость появлялась только на основном режиме и только при температуре топлива свыше +20 °С, поэтому мероприятия по устранению ВЧ-неустойчивости были направлены на снижение нагрева горючего в охлаждающем тракте. Это снижение было достигнуто за счет нанесения керамического покрытия (двуокиси циркония) на огневую стенку сопловой части камеры, что уменьшило нагрев горючего на 14 °С и, таким образом, оказалось эффективным средством для устранения ВЧ-неустойчивости. В 59 огневых испытаниях на «теплом» топливе был подтвержден факт устранения ВЧ-неустойчивости, а записи параметров возбужденного состояния приобрели более «спокойный» характер.

Многолетняя эпопея по устранению ВЧ-неустойчивости в камерах сгорания наконец-то была завершена. Надежность двигателей РД-250 и РД-252 была обеспечена. На марта 1968 г. общее число проведенных испытаний этих двигателей составило 2317 (в том числе 1860 - КТИ, КВН, 310 - в составе около 80 ракет). Разработкой ЖРД РД-250 (РД-251), РД-252 было завершено создание семейств двигателей на высококипящем топливе без дожигания в камере генераторного газа. При создании этих двигателей постоянно улучшались их энергетические и эксплуатационные характеристики, наилучшие значения которых для этого класса ЖРД были достигнуты на РД-250 (РД-251) и РД-252.

Двигатели РД-261 (11Д69) и РД-262 (11Д26) первой и второй ступеней РН «Циклон»

В середине 1960-х гг. в целях дальнейшего освоения околоземного пространства была принята программа запуска ракетами легкого класса большого числа простых в производстве, унифицированных по конструкции, дешевых космических аппаратов, обеспечивающих решение научных, народно-хозяйственных и военных космических задач. Для осуществления этой программы энергетических возможностей имеющихся ракет-носителей 11К63, выводивших на орбиту массу до 450 кг, и 11К65М, выводивших массу до т, было явно недостаточно. Требовался носитель, способный выводить на околоземную орбиту грузы массой около 3 т и более дешевый в производстве и эксплуатации, чем имевшаяся PH «Молния». Успешный опыт использования боевых ракет при разработке космических ракет-носителей показал эффективность этого направления работ с точки зрения затрачиваемых средств и времени.
При выборе базового варианта на конкурсных началах рассматривались ракеты Р-36 (разработка ОКБ М.К. Янгеля) и УР-200 (разработка ОКБ В.Н. Челомея). Наличие в семействе ракет Р-36 варианта с орбитальной головной частью определило выбор разработки ОКБ М.К. Янгеля. 24 августа 1965 г. было принято постановление ЦК КПСС и СМ СССР о разработке ракетных космических комплексов 11К69 и 11К68 на базе боевых ракет семейства Р-36. Эти космические ракеты в средствах массовой информации именовались «Циклон-2» (двухступенчатый вариант) и «Циклон-3» (трехступенчатый вариант).

Одним из основных требований, предъявляемых к разработке космических ракет-носителей «Циклон», являлась их максимальная преемственность с конструкциями ракет исходного боевого варианта. Это же требование распространялось и на двигатели I и II ступеней 8Д723 и 8Д724. Однако разница в требованиях к боевым и космическим ракетам не позволила обеспечить взаимозаменяемость двигателей при их использовании в боевом и космическом вариантах ракет. Это стало основанием для введения новых обозначений для двигателей космических ракет - 11Д69 и 11Д26. Отличительные особенности двигателей 11Д69 и 11Д26 по сравнению с их прототипами обусловлены стартом PH «Циклон» с наземного пускового сооружения, что привело к расширению температурного диапазона их эксплуатации. Кроме того, в конструкцию двигателей 11Д69 и 11Д26 были внесены некоторые конструктивные усовершенствования, обеспечивающие более высокие требования по надежности.

В ходе серийного производства двигателей 11Д69 и 11Д26 имела место нештатная ситуация. В первой половине 1970-х гг. началось очередное перевооружение Ракетных войск стратегического назначения (РВСН), на боевое дежурство стали устанавливать боевые комплексы следующего, IV поколения. В связи с этим с вооружения снималось много ракет семейства Р-36, материальная часть которых могла быть использована при изготовлении PH «Циклон». Это послужило основанием для выпуска Постановления СМ СССР от 21 августа 1973 г. № 597-182 «О порядке использования военной техники, высвобождающейся при модернизации ракетных комплексов ОС-67, ОС-84».

Рассмотрев результаты исследовательских работ по пригодности материальной части после 10-12 лет хранения, а также итоги стендовых и летных испытаний двигателей, МВК в своем решении отметила, что по качеству и работоспособности переборочные двигатели соответствуют штатным двигателям, в связи с чем для переборочных двигателей могут быть приняты те же требования к показателям надежности и гарантийным срокам, что и для двигателей 11Д69 и 11Д26 штатного изготовления, и что для определения надежности правомерно объединить статистические результаты огневых испытаний двигателей обоих вариантов изготовления. В течение нескольких лет Южмашзавод изготавливал двигатели в переборочном варианте, которые успешно использовались при запуске PH «Циклон-2» с полигона Байконур. Их безаварийная работа подтвердила техническую правомерность принятого решения.

Двигатель РД-253 (11Д43) первой ступени РН семейства «Протон»

Усложнение задач в области космических исследований к началу 1960-х гг. потребовало создания более мощных ракет-носителей. КБ, возглавляемое В.Н. Челомеем, начало работы по PH «Протон», которая используется в качестве одной из основных ракетных систем для реализации космических программ СССР и России начиная с 1965 г. по настоящее время. В качестве двигателя I ступени «Протона» был принят однокамерный ЖРД РД-253, проект которого был предложен ОКБ-456. Двигатель РД-253 стал первым и в течение последующих 20 лет оставался самым мощным ЖРД, выполненным по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа. Более того, этот двигатель можно считать родоначальником большого семейства маршевых ЖРД, разработанных в последующие годы.
С появлением РД-253 совершен качественный скачок в освоении высокого уровня давления в камере и достижении высоких значений удельного импульса тяги, который определил одно из основных направлений совершенствования характеристик отечественных ЖРД. Заявленные в эскизном проекте характеристики двигателя, в первую очередь высокий уровень давления в камере сгорания, вызвали немало возражений со стороны НИИ отрасли. Оппоненты высказывали озабоченность в связи с возможным негативным влиянием высокого уровня параметров двигателя на надежность его работы. Как показал впоследствии многолетний опыт эксплуатации PH «Протон», двигатель РД-253 оказался одним из самых надежных отечественных двигателей. Концепция обеспечения надежности двигателя РД-253 и двигательной установки I ступени PH «Протон» в целом - вызов сегодняшним воззрениям на эту проблему.
В частности, на двигателе используются одноразовые агрегаты автоматики, управляемые с помощью пироустройств; двигатель не имеет системы диагностирования; товарный двигатель проходит короткое по времени контрольно-технологическое испытание с последующей переборкой; запас по ресурсу работы по отношению к полетному не превышает 5. При наличии шести двигателей в двигательной установке резервирование не предусматривается (т.е. при отказе одного двигателя полет невозможен). Высокая надежность двигательной установки I ступени PH «Протон» обеспечивается в основном благодаря простоте конструкции двигателя. Из примерно 300 полетов PH «Протон» (300x6 = 1800 двигателей) практически не отмечено отказов двигателей РД-253 (исключение составляют два случая отказа в самом начале эксплуатации PH «Протон», когда в период освоения серийного производства двигателя были допущены две ошибки при переборке двигателя после КТИ).

Двигатель РД-253 имеет камеру, турбона- сосный агрегат, расположенный вдоль оси камеры, узлы качания, обеспечивающие поворот двигателя в одной плоскости для управления полетом ракеты. В состав двигателя входят газогенератор, агрегаты автоматики и трубопроводы, агрегаты системы наддува баков окислителя и горючего (смеситель, обеспечивающий подогрев окислителя горячим газом и газогенератор с избытком горючего), струйный преднасос окислителя эжекторного типа. Камера сгорания - цилиндрическая, паяно-сварной конструкции, с плоской форсуночной головкой, обеспечивающей подачу турбинного окислительного газа и горючего. В состав камеры входят охлаждаемые горючим цилиндрический участок и сопло. Охлаждение камеры - комбинированное: наружное (протоком горючего по межрубашечному пространству) и внутреннее (подачей части горючего на внутреннюю поверхность огневой стенки камеры через отверстия в поясах завесы). Турбонасосный агрегат состоит из центробежных насосов окислителя и горючего и турбины. Насос окислителя и турбина имеют общий вал, соединенный с валом насоса горючего рессорой. Насос горючего - двухступенчатый, вторая ступень увеличивает давление части горючего, подаваемого в газогенератор. Для обеспечения бескавитационной работы насосов они имеют двухсторонние входы и в каждом перед входом в крыльчатки установлены шнеки. С целью уменьшения неуравновешенной осевой силы на валах в насосах установлены авторазгрузочные устройства оригинальной конструкции. Турбина - реактивного типа, дозвуковая, одноступенчатая, работает на газе с избытком окислителя. Газогенератор - двухзонный, работает на полном расходе окислителя и части расхода горючего, подаваемого подкачивающей второй ступенью насоса горючего. В первую зону через смесительную головку идет около 70 % расхода окислителя, что обеспечивает устойчивое горение топлива. Остальная часть (почти 30 %) расхода окислителя подается во внутреннюю полость газогенератора через специальные конические распылители, расположенные в два ряда в потоке горячего газа (вторая зона). При этом температура газа на выходе из газогенератора понижается до требуемого значения (780 К). В конструкции двигателя РД-253 применены только электроуправляемые агрегаты автоматики (пневмосистема отсутствует): пироклапаны, обеспечивающие запуск и выключение двигателя; регуляторы тяги и соотношения компонентов топлива с электроприводами.

Для обеспечения высокого уровня параметров двигателя (давление в камере - 150 атм, в газогенераторе - 245 атм, расход топлива через газогенератор - 405 кг/с) был проведен большой объем научно-исследовательских работ. Так, для получения рекомендаций по обеспечению в камере высокой полноты сгорания в сочетании с устойчивым горением в ЦИАМе и НИИТП с участием КБ Энергомаш были проведены на модельных установках обширные исследования газожидкостных форсунок различных типов. С целью обеспечения равномерного распределения газообразного окислителя на всей площади смесительной головки камеры была разработана методика продувки модельным газом и создан специальный стенд. По результатам теоретических расчетов охлаждения камеры были выданы рекомендации по нанесению на ее внутреннюю стенку покрытия, состоящего из двуокиси циркония, а на внутреннее днище головки - покрытия из пористого хрома. В это же время была разработана более совершенная конструкция щелевого пояса завесы с тангенциальной закруткой пелены горючего (сама идея щелевого пояса была внедрена еще на камере двигателя РД-101).

Уже на начальной стадии испытаний штатных двигателей был выявлен существенный недостаток схемы с использованием порохового стартера: диапазон устойчивого запуска двигателя был очень ограничен, а при неблагоприятных сочетаниях параметров двигатель в процессе запуска выходил из строя. В то же время исследования двигателя показали возможность организации надежного запуска без порохового стартера (и пусковой турбины) за счет правильной организации подвода компонентов топлива к газогенератору и камере. Огневые испытания доработанных двигателей полностью подтвердили это. Бесстартерный запуск, отработанный на РД-253, стал широко применяться в ЖРД, работающих на самовоспламеняющихся компонентах топлива. После первой серии испытаний двигателя было установлено, что гидродинамические характеристики магистралей подвода компонентов к двигателю имеют большое, если не определяющее, значение для организации бесстартерного запуска. Поэтому в стендовых расходных магистралях были установ лены ресиверы окислителя и горючего с газовыми подушками необходимого объема. Магистрали от ресиверов до двигателя практически полностью имитировали ракетные.
Таким образом, впервые было обеспечено моделирование объектовых условий на стенде, что в дальнейшем было «законодательно» закреплено для всех последующих двигателей. Доводочные испытания двигателей проводились с существенным превышением требуемых по ТЗ основных параметров. Такой подход позволил быстро выявить все недоработки, а затем обеспечить высокую надежность двигателя. Рассмотренные методы доводки двигателя РД-253 стали основой для разработки впоследствии стандартов по отработке ЖРД. В мае 1965 г. были проведены МВИ двигателя РД-253, по результатам которых он был допущен к проведению летных испытаний в составе PH «Протон». Первый запуск «Протона» состоялся 16 июля 1965 г. Начиная с середины 1960-х гг. двигатель РД-253 серийно изготавливался на Пермском моторостроительном ...

Уже на начальной стадии испытаний штатных двигателей был выявлен существенный недостаток схемы с использованием порохового стартера: диапазон устойчивого запуска двигателя был очень ограничен, а при неблагоприятных сочетаниях параметров двигатель в процессе запуска выходил из строя. В то же время исследования двигателя показали возможность организации надежного запуска без порохового стартера (и пусковой турбины) за счет правильной организации подвода компонентов топлива к газогенератору и камере. Огневые испытания доработанных двигателей полностью подтвердили это.
Бесстартерный запуск, отработанный на РД-253, стал широко применяться в ЖРД, работающих на самовоспламеняющихся компонентах топлива. После первой серии испытаний двигателя было установлено, что гидродинамические характеристики магистралей подвода компонентов к двигателю имеют большое, если не определяющее, значение для организации бесстартерного запуска. Поэтому в стендовых расходных магистралях были установ лены ресиверы окислителя и горючего с газовыми подушками необходимого объема. Магистрали от ресиверов до двигателя практически полностью имитировали ракетные.
Таким образом, впервые было обеспечено моделирование объектовых условий на стенде, что в дальнейшем было «законодательно» закреплено для всех последующих двигателей. Доводочные испытания двигателей проводились с существенным превышением требуемых по ТЗ основных параметров. Такой подход позволил быстро выявить все недоработки, а затем обеспечить высокую надежность двигателя. Рассмотренные методы доводки двигателя РД-253 стали основой для разработки впоследствии стандартов по отработке ЖРД. В мае 1965 г. были проведены МВИ двигателя РД-253, по результатам которых он был допущен к проведению летных испытаний в составе PH «Протон». Первый запуск «Протона» состоялся 16 июля 1965 г. Начиная с середины 1960-х гг. двигатель РД-253 серийно изготавливался на Пермском моторостроительном заводе им. Я.М. Свердлова.

... в 1987 г. было принято решение о повышении тяговооруженности PH «Протон», являющейся основной транспортной системой нашей страны по выведению тяжелых космических объектов. С учетом занятости конструкторских и производственных подразделений КБ Энергомаш, разработка и отработка двигателя РД-275 была поручена Камскому филиалу КБ Энергомаш на производственной и стендовой базе ПО «Моторостроитель» им. Я.М. Свердлова (ныне ОАО «Протон-ПМ»), изготовителя серийного двигателя-прототипа РД-253.
Техническим заданием КБ «Салют» от 2 декабря 1987 г. была поставлена задача в минимальные сроки разработать высоконадежный маршевый двигатель для первой ступени PH «Протон» с тягой у земли на 7,7 % больше, чем у двигателя РД-253, при сохранении габаритных размеров и массы прототипа. Увеличение тяги обеспечивалось увеличением давления в камере, при этом удельный импульс тяги у земли возрастал на 2 с. Эскизный проект двигателя был разработан в декабре 1987 г. По результатам утяжеленных испытаний и опыта серийного производства двигателя-прототипа для вновь проектируемого двигателя были разработаны сборочные единицы измененной конструкции: сопло камеры с диффузионной пайкой соединений стенок через гальваническое медно-серебряное покрытие и увеличением толщины ребер с 1,1 до 1,3 мм; сопло-надставка камеры с фрезерованной титановой стенкой; фильтры во входных магистралях; регулятор расхода с новой направляющей и измененной проточной частью в целях обеспечения низкочастотной устойчивости системы регулятор - двигатель; газогенератор, на котором были реализованы мероприятия по повышению теплостойкости.

Опытный двигатель РД-301 (11Д14) на топливной паре: жидкий фтор - жидкий аммиак

Первое упоминание о фторе как об одном из наиболее эффективных окислителей для топлив ЖРД было приведено в книге В.П. Глушко «Жидкое топливо для ракет», изданной ВВА им. Н.Е. Жуковского в 1936 г. Позднее, в 1955 г., в книге «Источники энергии и их использование в реактивных двигателях» им же были обобщены теоретические результаты исследований различных топлив и фтора как наиболее эффективного химического окислителя. Экспериментальное изучение свойств фтора и его производных в качестве окислителя для топлив ЖРД было начато в ГИПХе в г. В 1950 г. к этим работам подключилось ОКБ-456. Использование такого высокоэффективного окислителя, активно взаимодействующего с органическими веществами, а также с рядом металлов при наличии инициаторов воспламенения, потребовало принципиально нового подхода практически ко всем аспектам его использования. Для испытательных стендов требовалась специальная аппаратура, стойкая в среде фтора и его соединений. На основании проведенных совместно с ГИПХом коррозионных и динамических испытаний образцов основных конструкционных материалов ОКБ-456 в г. разработало первые образцы стендовой аппаратуры для работы на жидком и газообразном фторе. Экспериментальные работы с этой аппаратурой были начаты на моноокиси фтора группой сотрудников ОКБ-456 под руководством Е.Н. Кузьмина в 1951 г. Эти работы вели в филиале № 1, который располагался на территории лаборатории ГИПХа недалеко от Приморска.

На основании расчетных анализов и экспериментальных исследований в качестве горючего для перспективного ЖРД на фторе был принят жидкий аммиак (в тот период производство жидкого водорода не было освоено и его широкое применение практически не рассматривалось). Промышленное получение аммиака было широко освоено, он обладает хорошими охлаждающими свойствами, в паре с фтором обеспечивает высокий теоретический удельный импульс в пустоте - с. Топливная пара фтор-аммиак обладает высокой плотностью - 1,179 кг/л. Таким образом, в 1958 г. было определено основное направление разработки ЖРД на топливной паре фтор-аммиак. С 1958 г. были начаты огневые испытания на камере сгорания тягой 1500 кгс и газогенераторов на фторе и аммиаке. Параллельно с этими испытаниями ОКБ-456 совместно с ГИПХом решало весьма сложные задачи по конструированию, технологии изготовления, эксплуатации агрегатов, работающих на фторе.
В период 1953-1958 гг. был разработан и внедрен ряд требований и рекомендаций по конструированию и эксплуатации стендовых магистралей фтора. Одним из значительных достижений этого периода было решение вопроса транспортировки и хранения фтора. По мере освоения фтора как окислителя росло его потребление. Транспортировка жидкого фтора в течение ряда лет осуществлялась силами ГИПХа. Количество необходимого для испытаний жидкого фтора возрастало из года в год (от начальных десятков килограммов в 1955 г. до сотен тонн к середине 1960-х гг.). К разработке транспортных емкостей для фтора был подключен Уралвагонзавод (Нижний Тагил). Для промышленных перевозок им были разработаны и изготовлены автомобили-заправщики, конструкция которых обеспечивала перевозку 1200... 1500 кг жидкого фтора. Все процессы заполнения и слива обеспечивались дистанционно. В 1958 г. после организации регулярных поставок жидкого фтора были начаты огневые испытания модельных камер сгорания ЭД1500-000 на жидком фторе и аммиаке с баллонной подачей компонентов топлива. Испытания проводились при давлении в камере 60...80 атм, суммарном расходе компонентов топлива 6,5...7,8 кг/с, соотношении компонентов топлива 2,5...3,35. Наружное охлаждение камеры осуществлялось водой или антифризом. При испытаниях модельных камер решались следующие задачи: отработка элементов конструкций форсуночной головки, главным образом по полости фтора (выбор материалов, технологии сварки и химобработки); выбор оптимальной схемы смесеобразования; проверка эффективности внутреннего и наружного охлаждения аммиаком.
В результате проведенных работ (более 400 испытаний модельных камер) к началу 1961 г. были выбраны материалы деталей для полости фтора форсуночной головки, припой для пайки, которые показали удовлетворительную стойкость при многократных испытаниях. Была отработана технология сварки деталей и обработки сварных швов, исключающая щели и поры, которые могли являться концентраторами загрязнений, отработана технология обработки внутренних полостей перед испытаниями, что позволило применять в конструкции материалы второго и даже третьего класса стойкости во фторе. Была выбрана сотовая схема расположения форсунок, которая позднее была рекомендована для штатной камеры сгорания. Разработкой камеры сгорания и газогенератора занимался конструкторский коллектив под руководством А.Д. Вебера.

После автономной отработки ТНА и агрегатов автоматики на рабочих компонентах ОКБ-456 перешло к выбору предварительной схемы запуска и проверке работоспособности агрегатов на так называемых «шапках» - сборках двигателя, у которых камера не устанавливалась, а сопротивление ее магистралей имитировалось шайбами. За период с февраля по октябрь 1963 г. на стенде № 12 филиала № 1 было проведено 13 испытаний «шапок». Полученные на «шапках» результаты позволили в августе 1963 г. перейти к испытаниям полноразмерного двигателя. В процессе испытаний отрабатывалась конструкция камеры в части охлаждения, экономичности ее работы, решались вопросы запуска двигателя, его работы и отключения, а также велась отработка газогенератора, ТНА, агрегатов автоматики, порохового стартера. В период с августа 1963 по май 1965 г. было проведено 144 испытания на 94 двигателях с суммарной наработкой 1200 с.
Производственными испытаниями был завершен этап НИР, в ходе которого был разработан комплекс специфических мероприятий по эксплуатации систем, работающих в средах фтора и аммиака; подобраны и апробированы в условиях работы двигателя материалы, стойкие в среде фтора при давлении до 300 атм; разработаны и прошли испытания агрегаты автоматики, работающие в среде фтора с давлением до 300 атм; создан ТНА с высокооборотным двухступенчатым насосом, работающим в среде жидкого фтора; получено значение удельного импульса камеры сгорания в пределах 400...409 с; отработана схема запуска и выключения двигателя; отработаны режимы пассивации магистралей двигателя перед испытаниями; разработана технология нейтрализации фтора в магистралях двигателя после испытания; проверена устойчивость работы камер сгорания различных вариантов ...

На базе результатов, полученных в ходе НИР, в октябре 1965 г. был создан эскизный проект ЖРД 8Д21. В соответствии с постановлением Правительства от 9 августа 1965 г. ряду предприятий, в том числе ОКБ-456, было предписано разработать по ТЗ ОКБ-52 предэскизный проект фтор-аммиачного двигателя для верхней ступени тяжелого носителя на базе ракеты УР-700. ОКБ-456 в марте 1966 г. выпустило предэскизный проект ЖРД РД-301. Этот двигатель представлял собой однокамерный ЖРД на компонентах фтор - аммиак тягой 10 тс с повторным запуском и качанием в двух плоскостях для управления полетом ракетного блока. Два таких двигателя предназначались для выполнения тормозного импульса для перехода с траектории полета к Луне на орбиту искусственного спутника Луны (первое включение) и тормозного импульса для перехода с лунной орбиты для посадки на Луну (второе включение). Основные отличия РД-301 от стендового двигателя 8Д21 - качание двигателя в двух плоскостях для управления вектором тяги и возможность обеспечения повторного запуска в вакууме. Реализация этих требований вызвала необходимость разработки новой компоновки, введения в схему агрегатов пневмоавтоматики многоразового действия, введения охлаждения агрегатов двигателя после каждого отключения, решения вопросов обеспечения повторного запуска в вакууме и других менее существенных конструктивных задач.

В соответствии с приказом МОМ от 1 ноября 1968 г. в целях создания ракетно-косми- ческого комплекса для обеспечения вывода на стационарную орбиту спутников непосредственного телевизионного вещания (НТВ) КБ Прикладной механики совместно с заводом им. Хруничева было поручено создание универсального фтор-аммиачного разгонного блока PH «Протон-КФ» для выведения ИСЗ на стационарные орбиты. Этим же приказом КБ Энергомаш поручалась разработка не только фтор-аммиачного двигателя с многоразовым запуском в полете, но и систем заправки разгонного блока фтором, отработка узлов и агрегатов ...

ЗДИ двигателя РД-301 были успешно проведены в полном объеме во второй половине 1974 г. и в течение 1975 г. На основании положительных результатов ЗДИ решением МВК от 22 апреля 1976 г. двигатель был допущен к ОСИ разгонного блока 11С813. К этому времени характеристики надежности двигателя составили Рн = 0,972 при доверительной вероятности у = 0,9. Однако в связи с ограничением мощности транслятора спутников системы НТВ и возможностью использования в этом случае уже имеющихся средств выведения постановлением от 3 февраля 1977 г. работы по разгонному блоку 11С813 и двигателю РД-301 были прекращены. Создание фтор-аммиачного двигателя РД-301 следует отнести к разряду весьма сложных опытно-конструкторских задач, решение которых потребовало больших творческих усилий, значительного объема научных исследований и опытно-конструкторских работ. Накопленный в процессе разработки двигателя РД-301 опыт работы с фтором продемонстрировал реальную возможность безопасного использования его в качестве окислителя в ракетной технике.

Двигатель РД-270 (8Д420) первых ступеней альтернативной лунной ракеты УР-700

В 1960-х гг., когда начались проектные разработки сверхмощных ракет, стало очевидно, что весьма важно правильно выбрать 107 НПО ЭНЕРГОМАШ тягу единичного двигателя и приемлемое их число. Ракету Р-7 поднимают с земли пять многокамерных двигателей, ракету «Протон» - шесть однокамерных. В проекте PH Н1 предусматривалось установить на первой ступени 30 однокамерных 150-тонных двигателей. Потребовалось критическое переос- мысливание путей обеспечения надежности столь крупных двигательных установок, в первую очередь переоценка целесообразного максимума числа двигателей и, главное, поиск основ создания ЖРД существенно большей тяги. К этому времени уже была освоена схема ЖРД с дожиганием рабочего тела турбины в камере сгорания, которая позволила избавиться от потерь экономичности на привод турбины и существенно повысить давление газов в камере. Но и при этой схеме увеличение давления в камере обязательно влечет за собой рост температуры газов на турбине. Так как количество рабочего тела ограничено расходом одного из компонентов через камеру, то увеличение мощности можно обеспечить только ростом температуры рабочего тела. В свою очередь, эта температура лимитируется жаропрочностью применяемых материалов. Поднять «потолок» давления в камере можно увеличением количества рабочего тела на турбинах за счет превращения в высокотемпературный газ всего расхода не одного, а обоих компонентов. Для этого требуются два газогенератора, одного - с избытком окислителя (ГГО), другого - с избытком горючего (ГГВ), две турбины, два ТНА и смесительная головка, обеспечивающая ввод в камеру двух газов, откуда схема и получила название газ-газ.
На основании успешных работ по PH «Протон» ряд технических руководителей ракетной отрасли выступили с предложением рассмотреть в качестве альтернативы Н1 и для решения еще ряда задач новый носитель многоблочной схемы УР-700 с шестью сверхмощными двигателями на I ступени. Первостепенное значение придавалось тому, что такая схема носителя предусматривала поблоч ную отработку, делая ее несравненно реальнее и эффективнее. В части организации работ предлагалось начать опережающие разработки по двигателю как наиболее сложной и трудоемкой части общей задачи. И они начались в 1962 г., когда вышло соответствующее постановление Правительства. Комплекс решено было разрабатывать на высококипящих самовоспламеняющихся компонентах топлива: азотном тетроксиде (АТ) и несимметричном диметилгидразине (НДМГ). Токсичность этих компонентов могла быть компенсирована накопленным к тому времени опытом безаварийной эксплуатации, уменьшенная по сравнению с кислородными ЖРД экономичность - большей плотностью топлива, а самовоспламеняемость компонентов заметно упрощала задачу обеспечения их безотказного зажигания.

Работы по двигателю РД-270 были приостановлены в III квартале 1969 г. из-за отсутствия решения о проведении дальнейших работ по комплексу УР-700 после успешной высадки американских астронавтов на Луну, а также потому, что этот двигатель не был востребован для какого-либо другого комплекса.

Двигатели РД-264 (15Д119) и РД-268 (15Д168) первых ступеней МБР Р-36М и МР-УР-100

В конце 1960-х гг. оборонная доктрина СССР базировалась на проведении ответного удара, это означало, что при упреждающем ударе потенциального противника часть наших средств «ответа» будет уничтожена, и надо сохранить достаточное количество ракет для эффективного «ответа». Эту задачу главные конструкторы предлагали решить разными путями. В.Н. Челомей (ЦКБМ) предлагал создать большое число малых межконтинентальных ракет типа УР-100 (стартовая масса около 50 т) с относительно низкой стоимостью за счет большой серии, чтобы после удара противника и преодоления с потерями его средств ПРО достаточное число боеголовок достигло бы вражеской территории. М.К. Янгель (КБ «Южное») предлагал другой путь: укрепить пусковые шахты так, чтобы они выдержали нагрузки от удара противника, и при этом обеспечить так называемый «минометный» старт ракеты, суть которого в том, что ракета помещается в транспортно-пусковой контейнер (ТПК), размещаемый в укрепленной шахте; ТПК снабжается пороховым аккумулятором давления, от которого ракета выталкивается из контейнера, а двигатели I ступени при этом должны запускаться вне шахты, после выброса из ТПК таким образом, чтобы это было бы не слишком низко (чтобы не повредить ракету энергией отраженных струй от выхлопа двигателей) и не слишком высоко (чтобы ракета не вышла бы из зоны управления). В этом случае большинство ракет сохраняется от удара противника, и, даже понеся потери от средств его ПРО, достаточное число боеголовок достигнет территории врага. Следовательно, ракет, находящихся на боевом дежурстве, требуется существенно меньше.
Таким образом, КБ «Южное» работало над увеличением энергетики «больших» ракет, назвав перспективные ракеты Р-36М. Не решаясь сразу ввести «минометный» старт для ракет Р-36М (стартовая масса около 200 т), КБ «Южное» рассматривало минометный старт для ракет типа УР-100, назвав их МР-УР-100. Проектные проработки велись и в КБ «Южное», и в ЦКБМ, при этом предполагалось, что для «малых» ракет требуется тяга ДУ I ступени на уровне 80 тс, а для «большой» Р-36М - около 400 тс. Вначале разработка Р-36М велась с ориентацией на использование шести ЖРД разработки КБХА (Воронеж), прототип которых применялся на II и III ступенях ракеты «Протон». Позднее к этим работам было подключено КБЭМ.

... в процессе разработки двигателей РД-264 и РД-268 были впервые определены и проверены основные требования к имитации натурных условий минометного старта, достаточные для стендовой отработки запуска двигателей путем создания такой схемы двигателя и циклограммы запуска, при которой практически было исключено влияние перегрузок и невесомости на заполнение топливных магистралей и воспламенение компонентов топлива в газогенераторе и камере сгорания, а имитация влияния перегрузки при выходе двигателя на номинальный режим после воспламенения была обеспечена увеличением входного давления окислителя аналогично изменению давления в натурных условиях.

Создание двигателей РД-264 (РД-263) и РД-268 завершило разработку последнего, пятого семейства ЖРД на высококипящем топливе для боевых ракет, обладающих не только выдающимися энергетическими и эксплуатационными характеристиками и надежностью, но и новым качеством - практически полной неуязвимостью от удара потенциального противника, возможностью преодолевать средства ПРО и наносить достаточные ответные удары. Двигатели РД-264 (РД-263) и РД-268 стали последними ЖРД для боевых ракет на высококипящем топливе, с 1974г. КБЭМ начало новый этап - разработку ЖРД РД-170, РД-171 для PH «Энергия» и «Зенит» на топливе кислород-керосин, и это направление работ продолжается до сих пор.

Двигатель РД-274 (15Д285)

Стратегические ракеты нового поколения - тяжелого класса 15А14 с двигателем РД-264 и среднего класса 15А15 с двигателем РД-268 - в декабре 1975 г. были приняты на вооружение. Однако для создания паритета с ракетно-ядерной триадой США требовалось дальнейшее совершенствование боевых характеристик стратегических ракет. И в августе 1976 г. вышло правительственное постановление на разработку ракет с улучшенными тактико-техническими характеристиками (Уттх) улучшение в основном касалось боевого оснащения, усовершенствования и повышения надежности систем управления и повышения прицельной точности. Характеристики двигателей РД-264 и РД-268 полностью удовлетворяли требованиям новых ракет, получивших обозначение 15А18 (УТТХ) и 15А16 (УТТХ).

... в декабре 1980 г. были выпущены технические предложения, которые предусматривали обеспечение повышенной защищенности двигателя двумя путями: повышением тяговооруженности для ускоренного прохождения зон возможного поражения в период работы двигателя и повышением стойкости двигателя за счет применения эффективных мер защиты. В ноябре 1981 г. КБ «Южное» выдало техническое задание на разработку модернизированного двигателя, получившего обозначение РД-274 (15Д285), состоящего из четырех двигательных блоков РД-273 (15Д286).

Отработка стойкости двигателей РД-274 к ПФЯВ заданного уровня проводилась двумя путями: расчетно-теоретическим анализом стойкости материалов (при этом использовались результаты исследований НИИТП, ЦНИИМаша, ГИПХа, НИФТИ им. Л.Я. Карпова в области радиационной стойкости) и проводимыми по техническим заданиям КБ Энергомаш экспериментальными проверками стойкости некоторых материалов и эффективности разработанных защитных мер при моделировании воздействия отдельных факторов ядерного взрыва (в Обнинском филиале института химической физики АН СССР и в ВВИА им. Н.Е. Жуковского), а также при реальном комплексном облучении агрегатов двигателя на Семипалатинском полигоне.

Экспериментальные работы по формированию штатной конструкции двигателя РД-274 были завершены в мае 1985г., в июле-августе того же года было проведено шесть завершающих доводочных испытаний, а в период с декабря 1985 по февраль 1986 г. - четыре стендовых испытания по программе МВИ с выпуском технического отчета, подводящего итоги наземной отработки двигателя. МВК дала положительную оценку отработке двигателя РД-274 и определила его пригодность для проведения ЛКИ.

В результате впервые в практике отечественного ракетного двигателестроения был отработан ЖРД, обладающий стойкостью к комплексному воздействию ПФЯВ повышенного уровня в условиях наземного, воздушного или высотного ядерного взрыва. К достоинствам двигателя РД-274 следует также отнести его гарантийный срок эксплуатации - 16 лет с момента изготовления, что в полтора-два раза превышает аналогичные сроки для ракетных двигателей предыдущих разработок. Экспериментальные работы по формированию штатной конструкции двигателя РД-274 были завершены в мае 1985г., в июле-августе того же года было проведено шесть завершающих доводочных испытаний, а в период с декабря 1985 по февраль 1986 г. - четыре стендовых испытания по программе МВИ с выпуском технического отчета, подводящего итоги наземной отработки двигателя. МВК дала положительную оценку отработке двигателя РД-274 и определила его пригодность для проведения ЛКИ.

Двигатели РД-170 (11Д521) и РД-171 (11Д520) второй ступени РН «Энергия» РН «Зенит»

В мае 1974 г. ЦКБЭМ - ведущее предприятие по разработке космических PH - было преобразовано в НПО «Энергия», в которое вошли КБ Энергомаш вместе с опытным заводом. Генеральным конструктором и директором НПО «Энергия» был назначен В.П. Глушко. На НПО возлагалась задача разработать многоразовую космическую систему «Энергия»-«Буран», на первых ступенях которой (блоки А) использовался двигатель, работающий на компонентах кислород-керосин, с тягой на земле 740 тс.

Разработка двигателя началась в двух модификациях, отличающихся системой управления вектором тяги и кратностью применения, одна (двигатель РД-170) предназначалась для блоков А (многоразового использования), другая (двигатель РД-171) - для первой ступени одноразовой PH «Зенит».

Двигатель РД-170 (РД-171) представляет собой сложную конструкцию, прикрепленную к опорному поясу ракетной ступени с помощью стальной трубчатой рамы, на которой смонтированы все его основные агрегаты. В центре на оси двигателя расположен ТНА, включающий турбину и два насоса: окислителя и горючего. Рабочим телом турбины являются газообразные продукты сгорания (окислительный газ) части расхода горючего с полным расходом жидкого кислорода, полученные в двух одинаковых газогенераторах.

Для обеспечения возможности поворота камер потребовалось создание на магистралях подвода к ним окислительного газа специального гибкого элемента (узла качания). Каждый газовод с узлом качания, пропуская через себя более полутонны горячего кислорода с давлением 275 кгс/см2, должен обеспечивать возможность поворота (отклонения) камеры в любом направлении на угол до 8°. Четыре симметричные газовые магистрали располагаются в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях, причем каждая соединена с соответствующей камерой через узел качания. Узел качания представляет собой пая- но-сварную конструкцию, в которой поворот выходной части по отношению к входной достигается за счет деформации гибкого элемента, которым является многослойный бронированный снаружи стальной сильфон. Один конец сильфона приварен к газоводу, а другой к паяно-сварному узлу, который соединяется с камерой. Проточная часть узла качания для горячего окислительного газа образована внутренними поверхностями двух дефлекторов, один из которых (неподвижный) приварен к газоводу, а другой (подвижный) является составной частью узла, стыкуемого с камерой. Между дефлекторами, защищающими сильфон от контакта с окислительным газом, имеется кольцевая щель, исключающая контакт дефлекторов между собой. Через щель поступает кислород, охлаждающий сильфон при работе двигателя. Для предотвращения перегрева и возникновения в стенках газовода дополнительных тепловых напряжений газоводы имеют охлаждающий тракт, в который подводится небольшое количество жидкого кислорода, отбираемого после основного насоса. Входная и выходная части узла качания снаружи связаны карданным узлом, оси которого являются осями качания камеры.

Двигатель с самого начала разрабатывался для многоразового полетного использования (по ТЗ на РД-170 - 10-кратное) и должен был обеспечивать ремонтопригодность. В этом плане основные определяющие агрегаты и магистрали выполнены с разъемными (фланцевыми) соединениями ...

Первое испытание полноразмерного двигателя было проведено на стенде НПО Энергомаш 25 августа 1980 г. и продолжалось 4,4 с. Средняя продолжительность первых 10 испытаний была 10,2 с, из них два испытания были аварийными. Из первых 20 испытаний пять были аварийными; из первых 50 - десять. Двигатель был оснащен большим числом измерительных устройств (датчиков), позволяющих в процессе работы определять расходы, температуры, давления, пульсации давления, вибрации, статические и динамические напряжения, перемещения и т.п. Среди этих датчиков были специальные, информация которых предназначалась для стендовой системы аварийной защиты (САЗ). Эта система использовалась для выдачи команды на останов при достижении контролируемых параметров порогового значения, что обеспечивало возможность сохранения аварийного двигателя. Наличие САЗ неоднократно сохраняло двигатель при отказах тех или иных агрегатов, но при возгораниях в окислительных трактах, где время «развития» аварии составляло 0,02...0,08 с, эта система была беспомощна. В то же время САЗ обеспечивала своевременные команды на включение систем пожаро- и взрывоподавления, обеспечивая сохранность и целостность смежных с двигателем систем стенда. Следует отметить, что после каждой такой аварии происходило большое выгорание проточной части окислительного тракта, что существенно усложняло возможность установления истинной причины аварии. Детальный анализ возможных причин возгораний элементов конструкции окислительного тракта двигателя, в первую очередь конструкции насоса окислителя и проточной части турбины, позволил выработать решения, которые были реализованы в конструкции этих элементов.

В 1990 г. двигатели РД-170 выдержали межведомственные испытания на четырехкратное полетное использование; в 1992 г. - на десятикратное. Успешная отработка двигателей РД-170 и РД-171 придала разработчикам уверенность в достаточной надежности двигателей и открыла перед ними дальнейшую перспективу создания более совершенных конструкций ЖРД. В то же время в процессе летных испытаний PH «Зенит» и «Энергия» появились первые признаки некоего нового дефекта, связанного с захолаживанием пространства хвостового отсека первой ступени с одновременным возникновением горения. При проведении четвертого летного испытания PH «Зенит» датчики температуры зафиксировали начиная с 4 с работы двигателя захолажива- ние в отдельных зонах хвостового отсека до минус 100 °С. Далее было зафиксировано горение, приведшее к поражению части кабельной сети телеметрии и выходу из строя ряда приборов. Захолаживание в хвостовом отсеке (без возгорания) было зафиксировано в одном из четырех блоков первой ступени при втором летном испытании PH «Энергия».
Комиссия, созданная для выявления утечки криогенного кислорода в хвостовом отсеке, не смогла однозначно определить причину и место утечки. По всем возможным версиям были реализованы предложенные мероприятия. Специалисты КБ Энергомаш, получившие к этому времени опыт отработки двигателя на многоразовое полетное использование и исследовавшие все напряженные элементы двигателя, были глубоко убеждены, что имевшая место разгерметизация криогенных кислородных трактов могла быть только вне двигателя. Успешные последующие пуски PH «Зенит» притупили остроту проблемы, связанной с появлением данного дефекта. Авария произошла 4 октября 1990 г. при десятом полете PH «Зенит». На 4 с после запуска двигателя РД-171 произошло возгорание узла качания второй камеры двигателя, приведшее к разрушению двигателя. Ракета, едва оторвавшись от стартового устройства, рухнула на старт, серьезно повредив стартовую площадку.
Эта авария вновь породила волну критики ЖРД, в которых используется окислительная схема. Утверждалось, что при неизбежных контактных взаимодействиях элементов конструкции в окислительных трактах возможно их возгорание, в частности в среде высокотемпературного газообразного кислорода, поступающего в камеру. В этих условиях ставилась под сомнение надежность подобных двигателей. Следует отдать должное разработчикам ракет-носителей. Их уверенность в том, что разработчики двигателей разберутся в причине аварии, явилась той существенной поддержкой, которая позволила выяснить не только причину аварии, но и в процессе ее выявления продемонстрировать высокую надежность конструкторских решений, которые реализованы в двигателе. Аварию удалось воспроизвести и однозначно выявить причину: попадание в охлаждающий тракт газоводов масла от вакуумных насосов в процессе термовакуумной сушки двигателей после контрольно-технологических испытаний (КТИ). Создание двигателей РД-170 (РД-171) явилось, по сути, техническим прорывом. Были созданы надежные жидкостные ракетные двигатели не только с самой большой в мире тягой, но и наиболее эффективные благодаря высокому уровню освоенных параметров.

Двигатель РД-120 (11Д123) второй ступени РН семейства «Зенит»

Разрабатывая программу наземной и летной отработки двигателя первой ступени PH «Энергия», В.П. Глушко предложил с целью экономии времени и средств основную часть летной отработки двигателя РД-170 провести в составе вспомогательной ракеты, создававшейся с некоторым опережением по отношению к PH «Энергия». Так появился ракетный комплекс «Зенит», созданный по предложению Глушко в КБ «Южное» (Днепропетровск) под руководством главного конструктора В.Ф. Уткина. В середине 1970-х гг. Уткин пошел на создание «единичного» блока в виде двухступенчатой современной кислородной ракеты с полностью автоматизированным стартом. За разработку маршевых двигателей на обе ступени «Зенита» взялось КБ Энергомаш. По двигателю I ступени, унифицированному с двигателями для первых ступеней ракет «Энергия», такое решение было само собой разумеющимся, в отрасли не было другого КБ, которое могло бы взяться за та кую разработку.

Что касается двигателя II ступени, то в качестве его разработчика рассматривались и другие двигательные КБ, например КБХА (главный конструктор А.Д. Конопатов). Но предпочтение было отдано КБ Энергомаш; необходимо было начинать разработку как можно скорее, чтобы успеть использовать опыт этих работ в процессе создания большого двигателя. Немаловажную роль сыграло то обстоятельство, что в КБ Энергомаш имелся к тому времени совсем близкий по параметрам - по тяге и уровням давлений - экспериментальный прототип кислородно-керосинового двигателя на основе серийного ЖРД на высоко- кипящих компонентах, что позволяло убедительно обосновать реальность создания двигателя II ступени для PH «Зенит», оперативно использовать производственное и стендовое оборудование, а также, на первое время, ряд узлов и агрегатов для начала работ в сжатые сроки.

Двигатель РД-120 конструктивно представляет собой неподвижно закрепленный единый блок, размещающийся в ограниченном объеме торового бака горючего II ступе 126 Основные двигатели разработки НПО Энергомаш ни, что потребовало компактного расположения составных частей и агрегатов двигателя вокруг камеры, не выступающих за диаметр 1450 мм. Подобная плотная компоновка была достигнута за счет соединения отдельных агрегатов в подсборки, например, сварной блок камеры, газогенератора и турбины, что одновременно избавило от громоздких и малонадежных соединений, при этом оси ТНА и камеры параллельны; пневмоблок, состоящий из баллонов, ресивера с рабочими газами и агрегатов автоматики. Крепление двигателя к ступени осуществляется с помощью восьмилучевого силового конуса, передающего тягу двигателя ступени PH.

При огневых стендовых испытаниях ступени двигатель впервые проходил испытания, находясь в вертикальном положении. До того на двигательном стенде его ось располагалась под углом 10° к горизонту. Несмотря на то, что при этом тщательно анализировались условия испытаний и принимались все меры для возможно более полного воспроизведения штатных условий эксплуатации, при огневом стендовом испытании ступени двигатель не запустился. Это произошло из-за того, что к моменту начала раскрутки ТНА на входе в насос горючего оказался нестравливаемый газовый пузырь, который при вертикальном положении двигателя не мог быть эвакуирован из этого места при заполнении двигателя керосином. Для исключения подобной ситуации были приняты меры: перед заливкой двигателя керосином было введено вакуумирование всех внутренних полостей горючего двигателя сообщением полости горючего с окружающей средой до начала заполнения двигателя керосином. В стендовых условиях вакуумирование обеспечивалось стендовыми вакуумными насосами. Специальными многократными испытаниями двигателя в вертикальном положении на стенде НИИХиммаша были полностью подтверждены эффективность и достаточность реализованных технических решений.
Изготовление экспериментальных двигателей РД-120 проводилось на Опытном заводе НПО Энергомаш с начала отработки до конца 1982 г. Всего на этой производственной базе изготовлено 77 двигателей, в том числе 9 установок 2УК2, 52 экспериментальных двигателя УД1 и 16 полноразмерных двигателя РД-120. Затем производство двигателей РД-120 было передано в ПО «Южный машиностроительный завод» (Днепропетровск, Украина), который изготовил 112 двигателей, включая 4 экспериментальных двигателя УД1.

Летно-конструкторские испытания (ЛКИ) двигателя РД-120 в составе PH «Зенит» начались 13 апреля 1985 г. и закончились 28 августа 1987 г. В процессе ЛКИ был выявлен дефект, который не проявил себя при стендовых испытаниях. Дефект состоял в том, что в процессе запуска двигателя произошло возгорание деталей авторазгрузочного устройства (АРУ) в кислородном насосе. Конструкция насоса и принятая схема запуска в процессе раскрутки ТНА допускали кратковременные, в течение десятых долей секунды, касания трущейся пары в АРУ. В стендовых условиях АРУ работало без замечаний, в том числе и после того, как в трущейся паре было проведено изменение: один из материалов был заменен другим, имеющим улучшенную стойкость от истирания, но, как выяснилось позже, худшую теплопроводность. В стендовых условиях благодаря наклонному положению двигателя АРУ перед запуском всегда находилось в среде жидкого кислорода и было соответственно глубоко за- холожено, а в летных условиях за счет вертикального положения уровень жидкого кислорода перед запуском располагался по-иному, АРУ находилось в газовой среде и было хуже охлаждено. Для исключения дефекта были введены материалы, невозгораемые в условиях работы АРУ двигателя РД-120, и предусмотрен предпусковой дренаж, обеспечивший гарантированное пребывание АРУ в жидком кислороде. Больше дефектов не было. Со всеми доработками двигатель прошел достаточный объем стендовых и летных испытаний и в результате показал себя одним из наиболее надежных в отечественной ракетной технике.

При огневых стендовых испытаниях ступени двигатель впервые проходил испытания, находясь в вертикальном положении. До того на двигательном стенде его ось располагалась под углом 10° к горизонту. Несмотря на то, что при этом тщательно анализировались условия испытаний и принимались все меры для возможно более полного воспроизведения штатных условий эксплуатации, при огневом стендовом испытании ступени двигатель не запустился. Это произошло из-за того, что к моменту начала раскрутки ТНА на входе в насос горючего оказался нестравливаемый газовый пузырь, который при вертикальном положении двигателя не мог быть эвакуирован из этого места при заполнении двигателя керосином. Для исключения подобной ситуации были приняты меры: перед заливкой двигателя керосином было введено вакуумирование всех внутренних полостей горючего двигателя сообщением полости горючего с окружающей средой до начала заполнения двигателя керосином. В стендовых условиях вакуумирование обеспечивалось стендовыми вакуумными насосами. Специальными многократными испытаниями двигателя в вертикальном положении на стенде НИИХиммаша были полностью подтверждены эффективность и достаточность реализованных технических решений. Изготовление экспериментальных двигателей РД-120 проводилось на Опытном заводе НПО Энергомаш с начала отработки до конца 1982 г. Всего на этой производственной базе изготовлено 77 двигателей, в том числе 9 установок 2УК2, 52 экспериментальных двигателя УД1 и 16 полноразмерных двигателя РД-120. Затем производство двигателей РД-120 было передано в ПО «Южный машиностроительный завод» (Днепропетровск, Украина), который изготовил 112 двигателей, включая 4 экспериментальных двигателя УД1. Укороченные камеры производились в КБ Энергомаш, а полноразмерные - на самарском предприятии ОАО «Металлист-Самара».

Трёхкомпонентный ЖРД РД-701 многоразовой транспортно-космической системы МАКС и РД-704 (однокамерный вариант РД-701)

Работы по трехкомпонентному многорежимному двигателю были начаты НПО Энергомаш в 1988 г. по инициативе генерального конструктора НПО «Молния» Г.Е. Лози- но-Лозинского, который выступил с предложением по созданию многоцелевой авиационно-космической системы (МАКС). Предлагаемая система включала одноступенчатый крылатый носитель (орбитальный самолет «Молния») многоразового использования, запуск которого предполагалось осуществлять с самолета (типа АН-225 «Мрия»). Указанное обстоятельство требовало существенной минимизации габаритных и массовых характеристик носителя и двигателя при обеспечении его высокого удельного импульса. Проведенные предварительные проработки определили целесообразность использования маршевого трехкомпонентного двухрежимного двигателя, работающего на компонентах топлива: жидкий кислород - жидкий водород - керосин. Такой двигатель позволял на начальном этапе выведения (первый режим) использовать плотное топливо кисло род - керосин с добавкой водорода, обеспечивающее существенное повышение удельного импульса, а на заключительном участке выведения (потребная тяга на котором существенно ниже) - топливо кислород - водород (второй режим), имеющее максимальную энергетическую эффективность.
Таким образом, реализация в рамках единой конструкции двух режимов работы двигателя позволяла оптимизировать энергетические и массово-габаритные характеристики орбитального самолета. При выборе технического облика маршевого двигателя для орбитального самолета НПО Энергомаш опиралось на опыт разработки самых мощных в мире ЖРД РД-171 и РД-170 для PH «Зенит» и PH «Энергия» соответственно. Указанные двигатели, использующие в качестве топлива жидкий кислород и керосин, были выполнены по «окислительной» схеме. Именно этот фактор во многом определил выбор «окислительной» схемы для трехкомпонентного двигателя, хотя в ходе работ подробно рассматривались все возможные схемы его выполнения.
Первый этап работ по трехкомпонентному двигателю (которому было присвоено наименование РД-701) завершился выпуском в 1988 г. технических предложений, определяющих его облик и конструктивную схему. Указанный этап проходил под непосредственным техническим руководством начальника двигательного отдела, ведущего конструктора по двигателю М.Р. Гнесина. Его энергия и энтузиазм способствовали полной мобилизации коллектива КБ на решение сложнейшей задачи, требующей абсолютно новых подходов к проектированию и разработке двигателя.

Была выпущена конструкторская документация на двигатель РД-701, изготовлен его полномасштабный макет, а также натурный макет для установки в хвостовой отсек орбитального самолета, спроектированного для многоразовой аэрокосмической системы разработки НПО «Молния». Установка представляла собой два однокамерных двигателя РД-704.

В НПО Энергомаш была проведена разработка экспериментального трехкомпонентного двигателя. Первое огневое испытание (впервые в мире) проведено на стенде в НИИХиммаше 9 августа 1994 г. Экспериментальный трехкомпонентный двухрежимный двигатель имел тягу 6,5 тс (на первом режиме) и 3 тс (на втором). Камера двигателя имела смесительную головку с 19-ю смесительными элементами (форсунками), геометрические размеры которых соответствовали размерам аналогичных элементов в смесительных головках камеры двигателя РД-704. В конструкции камеры предусмотрена возможность изменения ее конфигурации путем замены составляющих элементов. Основными задачами испытаний такого двигателя являлись экспериментальное подтверждение работоспособности разработанных вариантов смесительной головки камеры, в которой обеспечивалось смешение и горение трех компонентов, определение эффективности процесса сжигания трехкомпонентного топлива (Ог - РГ-1 - Н2), реализация перехода с первого на второй режим с последующей работой на втором режиме.

Двигатель РД-180 первой ступени РН семейства «Атлас»

Двигатели РД-170 (РД-171) были последней разработкой НПО Энергомаш, выполненной по государственному заказу. В 1990-1992 гг. бюджетное финансирование работ НПО Энергомаш постепенно было прекращено. С 1990 г. НПО Энергомаш начало активную деятельность по поиску партнеров на международном рынке.

В процессе проведения работ по созданию РД-180 были найдены более оптимальные, чем на двигателе РД-171, решения по ряду агрегатов, и эффективность их решений была подтверждена как при автономных испытаниях агрегатов, так и при огневых испытаниях двигателя. Для двигателя РД-180 найдено компоновочное решение, обеспечивающее, с одной стороны, надежную защиту агрегатов управления (электропневмоклапаны) от повреждения при работах внутри хвостового отсека ступени PH, а также защиту от воздействия морского климата и, с другой стороны, максимально благоприятные условия доступа к интерфейсам обслуживающих систем при работах по подготовке к пуску. Впервые в состав двигателя введен разделительный клапан горючего, устанавливаемый на входе в бустерный насос горючего, что позволяет проводить заполнение горючим полостей двигателя непосредственно перед запуском. Тем самым при необходимости обеспечивается длительная стоянка PH в заправленном состоянии без воздействия горючего на элементы конструкции двигателя.

Экспериментальный двигатель РД-502 на компонентах: высококонцентрированная перекись водорода - пентаборан

Существенная часть деятельности КБЭМ была связана с постоянным поиском новых перспективных топливных композиций, и в этой связи закономерен повышенный интерес к возможности практического использования высококонцентрированной перекиси водорода (ВПВ) как эффективного окислителя. Интенсивные исследования в этом направлении начались с 1960-х гг., когда в соответствии с постановлением Правительства от 23 марта 1960 г. КБЭМ в плане НИР приступило к созданию высотного двигателя РД-502 тягой 10 тс на топливной паре ВПВ 98 %-й концентрации (ВПВ-98) - пентаборан и практическому решению всего комплекса вопросов внедрения нового эффективного высококипящего топлива. Основная цель указанных разработок сводилась к обеспечению удельного импульса 380 с, что существенно - на 50 с - превышало удельный импульс всех ранее освоенных высококипящих топлив и на 30 с - кислородно-керосинового топлива. Освоение ВПВ принципиально открывало огромную перспективу (путем замены пентаборана гидридом бериллия) реализации высококипящего топлива, мало уступающего по своим энергетическим характеристикам наиболее эффективной криогенной топливной паре фтор - водород, а в качестве переходного этапа между пентабораном и гидридом бериллия можно было бы рассматривать различные суспензии (в частности, суспензию алюминия в гидразине).

Опыты с использованием металлизированного порошкообразного горючего в двигателе РД-560

В.П. Глушко помимо широких исследований жидких ракетных топлив много внимания уделял изучению топлив с металлсодержащим горючим. Еще в 1930 г. он выдвинул предложение по использованию бериллия в качестве эффективного горючего. Через 33 года в 1963 г. В.П. Глушко поручил организованной бригаде перспективного проектирования (начальник бригады доктор техн. наук П. Агафонов) проведение проектных и экспериментальных исследований по изучению возможности создания ракетного двигателя на топливе 96 %-я перекись водорода (продукты разложения) и порошкообразный гидрид бериллия. Двигатель на этом топливе П. Глушко предполагал предложить ракетчикам для рассматривавшегося в то время полета на Марс с возвращением на Землю.
Термодинамические расчеты показывают, что такое топливо по удельному импульсу на 12 с превосходит кислородно-водородное топливо и лишь на 8 с уступает наиболее эффективному топливу фтор - водород, но обладает преимуществами, присущими высококипящему топливу. Использование металлизированного порошкообразного горючего в ракетном двигателе связано с необходимостью преодоления ряда научно-технических проблем, обычно отсутствующих при использовании жидких компонентов топлива. Основной проблемой разработки было обеспечение высокой величины удельного импульса. Эта проблема может быть решена только экспериментальным исследованием потерь удельного импульса, обусловленных большой массовой концентрацией конденсированных окислов металла в продуктах сгорания.
Второй важной проблемой стало практическое обеспечение плотной укладки мелкодисперсного порошка в баке и его последующее разуплотнение с целью организации истечения из бака в псевдоожиженном состоянии.
Третья проблема состояла в конструкторско-технологическом решении вопросов подачи порошкообразного горючего под высоким давлением в камеру сгорания. Существовали конструкторско-технологические проблемы при создании агрегатов автоматики, устанавливаемых в трактах порошкообразного горючего. В частности, значительные трудности возникли на пути создания основного клапана горючего, который должен был обеспечить многоразовое действие и высокую герметичность перекрытия магистрали. К сложностям освоения гидрида бериллия необходимо отнести его высокую токсичность.

К решению научно-технических проблем привлекались кроме подразделений НПО Энергомаш (отделы 727, 769, НИК-753, НИК-754, цеха Опытного завода и др.) отраслевые НИИ и вузы. Так, по техническому заданию НПО Энергомаш в РНЦ «Прикладная химия» были получены новые и уточнены имевшиеся данные по физико-химическим свойствам гидрида бериллия, а также изучено влияние различных свойств на величину насыпной массы гидрида бериллия. Исследования показали, что насыпная масса горючего может быть увеличена путем комплексного воздействия вибрации и перегрузки, а также предварительной обработкой порошкообразного гидрида бериллия поверхностно-активным веществом. В ряде НИИ и вузов проводились работы по изучению отдельных сторон процессов горения в камере металлизированного топлива и истечения из сопел двухфазных потоков, в результате которых были определены константы горения и оценена полнота сгорания гидрида бериллия. В.П. Глушко поставил перед расчетно-теоретическим отделом 769 задачу о расчете течений в соплах при наличии в потоке конденсированных частиц и о создании методов профилирования сопел для таких двухфазных потоков. При этом рассматривались два направления: первое - применительно к сгоранию гидрида бериллия с продуктами разложения перекиси водорода; второе направление касалось топливной пары пентаборан с перекисью водорода. Для выполнения указанных выше исследований их тематика была включена в планы работ Научного совета при Президиуме АН СССР по проблеме «Жидкое ракетное топливо», возглавлявшегося В.П. Глушко. К этим работам был привлечен ряд вузов и НИИ: Институт технической теплофизики (Киев), Украинский гидрометеорологический институт, Ленинградский политехнический институт, ЦИАМ, ЦНИИМаш, НИИТП, Казанский авиационный институт и др. На заседаниях Научного совета заслушивались доклады по данным темам. По результатам работ были выпущены многие отчеты, опубликовано много статей в центральных и ведомственных изданиях, изданы книги. По сути дела, было разработано новое научное направление о двухфазных течениях.
В результате исследований были получены положительные данные об эффективности рассматриваемых топлив и о возможностях их использования на верхних ступенях PH, предназначенных для работы в космосе. В экспериментальных работах по плотной укладке мелкодисперсного порошка в бак и его разуплотнению с целью организации истечения в псевдоожиженном состоянии применялись различные мелкодисперсные порошки на модельных баках различной конструкции. Были разработаны два типа баков: бак с вибрирующей пористой плитой и бак с коническим выходом. Экспериментально находились оптимальные режимы вибрации и скорости газа для псевдоожижения в зависимости от свойств порошка и газа. Полученные результаты позволили создать надежно работающие стенды (при НИК-754 и на территории Опытного завода РНЦ «Прикладная химия») для огневых испытаний камер с давлением вытесни тельной подачи порошкообразного горючего в 100 атм. Проведены расчетно-конструкторские и экспериментальные исследования в обеспечение создания камеры для двигателя РД-560 последовательно по трем направлениям: изучение характеристик форсунок для распыла модельного порошкообразного алюминия (алюминий АСД-4 со среднемассовым размером частиц 5 мкм), псевдоожиженного азотом; разработка и испытания на стенде КБ Энергомаш в 1960-1975 гг. вариантов модельных камер на топливе 92 %-я перекись водорода (продукты разложения) и порошкообразный алюминий, псевдоожи- женный азотом, с тягой 600... 1300 кгс; разработка и испытания на стенде РНЦ «Прикладная химия» в 1971-1973 гг. вариантов модельных камер с тягой 100 кгс на топливе 96 %-я перекись водорода (продукты разложения) и порошкообразный гидрид бериллия (среднемассовый размер частиц 4 мкм) или алюминий, псевдоожиженные водородом. Исследованиями по созданию камер на порошкообразном горючем руководил Б.И. Каторгин. Конструкторские разработки камер выполняли С.Н. Семенов и И.Г. Стороженко.
По результатам экспериментальных исследований был определен ряд особенностей конструкции камер, работающих на порошкообразных горючих. Так, например, была показана эффективность применения шнековых завихрителей для распыла псевдоожиженного порошка, а также необходимость установки на входе в смесительную головку по линии горючего распределительного устройства, наружная поверхность которого имела острые кромки на входе в каналы, ведущие к каждой форсунке, что обеспечивало стабильность течения псевдоожиженного порошка. С целью предотвращения осаждения окислов металлов входной участок сопла выполнялся с углом конусности 10° на сторону, а огневые стенки камеры покрывались никелем или хромом. Для обеспечения надежного запуска были отработаны режимы самовоспламенения продуктов разложения перекиси водорода концентрации 96% с алюминием и гидридом бериллия, псевдоожиженными водородом. Систематических данных по характеристикам камер сгорания при работе на псевдоожиженном гидриде бериллия не было получено, поскольку не удалось организовать получение гидрида бериллия в необходимом для этого количестве.

Оптимизация формы ракетных сопел

Определение наилучших форм ракетных сопел является одной из основных задач ракетного двигателестроения. Это обусловлено тем, что реактивная тяга сопла, образующаяся при ускорении потока, прямым образом связана с формой его контура и существенно от нее зависит, причем даже сравнительно небольшие дополнительные потери в сопле заметно ухудшают эффективность ракетного двигателя. Так, например, увеличение потерь удельного импульса в сопле примерно на 1 с (около 0,3 %) применительно к двигателю последней ступени носителя с тягой 100 тс эквивалентно уменьшению массы полезного груза, выводимого на орбиту искусственного спутника Земли, примерно на 100 кг. Аналогично и влияние сопла на эффективность баллистической ракеты.

С прогрессом электронно-вычислительной техники в 1950-х гг. в ВЦ АН СССР появилась возможность проводить прямые расчетные исследования двухмерных течений в соплах с определением потерь. Весьма прогрессивной идеей, использованной в тот период, явилось создание сопел с «угловым входом», т.е. сопел, сверхзвуковой контур которых имеет излом образующей в минимальном сечении. Наличие угловой точки в потоке идеального газа позволяет произвести его ускорение при наименьшей длине, т.е. при заданной тяге получить самое короткое, легкое сопло.
В 1957 г. в НПО Энергомаш Л.Е. Стерниным была поставлена и решена задача об экстремальном контуре сопла для потока газа с произвольным переменным по потоку составом. В 1957 г. им были получены и опубликованы исключительно простые соотношения, определяющие решение вариационной задачи - экстремальный контур. При этом задача решалась с учетом массы сопла и траек 152 Научные и проектные разработки тории полета. В последующие годы в НПО Энергомаш работы в этом направлении были продолжены: доработана методика и рассчитаны серии сопел с висячими ударными волнами, обеспечивающих наибольший удельный импульс при фиксированных габаритах. За совместные исследования НПО Энергомаш и ВЦ РАН получен диплом на открытие (№ 51 за 1997 г., авторы Л.Е. Стернин и Ю.Д. Шмыглевский). Для определения сравнительной эффективности различными способами спрофилированных сопел НПО Энергомаш совместно с другими организациями провело специальные расчетные и экспериментальные работы на натурных двигателях и модельных экспериментальных установках. В результате установлено, что наибольшим удельным импульсом (при одних и тех же длине и степени расширения сопла) обладает двигатель с соплом, контур которого является экстремальным, т.е. получен вариационными методами. Близким к нему по эффективности является контур, построенный по упрощенной методике Центра им. М.В. Келдыша, отличие - 0,1...0,2 %. Контур, очерченный несколькими дугами окружностей, обуславливает потери (относительно экстремального) до 1,5 %, а конический - более 2,5 %. Поэтому применение последних двух типов профилей для ЖРД неприемлемо.
Таким образом, выбор профилированных экстремальных (или близких к ним по форме) сопел позволил получить сравнительно большой выигрыш в удельном импульсе. Работы по расчету, проектированию и отработке двигателей с экстремальными соплами начались в КБ Энергомаш в 1958 г. Оно является первым в стране (и, по-видимому, в мире) КБ, в котором при проектировании сопел начали использовать вариационные методы. За прошедшие годы используемые формулы остались без изменения, модифицировались лишь методы вычислений. В настоящее время методы расчета экстремальных сопел описаны во многих книгах и учебниках и по праву могут считаться классическими.
Все двигатели, разработка которых начиналась в НПО Энергомаш с 1958 г., имеют сопла, спрофилированные указанными выше методами, а первым двигателем с экстремальным соплом был РД-219, устанавливавшийся на второй ступени ракеты Р-16.

ЭРД с ядерным источником электроэнергии

В конце декабря 1960 г. была завершена разработка предэскизного проекта ЭРД с высоковольтной солнечной батареей, в котором показано, что такая система может быть использована для создания тяги до 0,1 кгс, для получения больших значений тяги следует использовать ЭРД с ядерным источником питания. В середине 1961 г. был выпущен предэскизный проект ЭРД с ядерным источником электроэнергии. В основу создания этой системы были положены следующие технические принципы: атомная космическая электростанция строится на базе ядерного реактора на быстрых нейтронах с жидкометаллическим теплоносителем по схеме с турбогенератором; в основу конструкции ЭРД положен принцип ионного двигателя с поверхностной ионизацией как обеспечивающий максимально высокий коэффициент использования электроэнергии; в системе ЭРД используются сравнительно невысокие температуры и низкие давления, что позволяло применять существовавшие конструкционные и электротехнические материалы и освоенные технологии. Это давало возможность создать реальную конструкцию ЭРД, а также стендовые и лабораторные установки для экспериментальной отработки.

Ядерный ракетный двигатель

Успехи, достигнутые в отечественных разработках энергетических ядерных реакторов в 1950-1955 гг., позволили Физико-энергетическому институту (ФЭИ) Минатома России (в то время - Лаборатория «В» в Обнинске Калужской области) сделать принципиальное предложение об установке твердофазного реактора на ракетный двигатель. На базе предложения Лаборатории «В» (отчет И.И. Бондаренко, В.Я. Пупко, В.А. Малых «Ракета дальнего действия с ядерным двигателем»), предусматривавшего применение уран-графитового гомогенного реактора для нагрева водорода до высоких температур с последующим истечением его через реактивное сопло, в ОКБ-456 в 1956 г. были начаты систематические расчетно-конструкторские разработки по ядерным ракетным двигателям с твердофазным реактором (ЯРД схемы А). Эти работы были поддержаны постановлением Правительства от 22 ноября 1956 г., где главным конструктором ЯРД был определен В.П. Глушко, главным конструктором по ракете с ЯРД - С.П. Королев, научным руководителем - А.И. Лейпунский. Указанным постановлением была предусмотрена разработка предэскизного проекта БРДД с ядерным двигателем.
В начале 1956 г. в ОКБ-456 был выпущен отчет «Термоядерный ракетный двигатель», в котором были сделаны выводы об особой привлекательности на обозримый период использования в ракетно-космической технике ядерной энергии; при этом наиболее перспективными направлениями исследований и разработок были названы ракетные двигатели на основе газофазного ядерного реактора деления и на основе реактора термоядерного синтеза, обеспечивающие радикальное увеличение удельного импульса, а также электроракетные двигатели. В этом отчете сформулировано предложение по принципиальной схеме термоядерного ракетного двигателя. Дальнейшее развитие научных представлений и разработок, выполненных в других организациях, в значительной мере подтвердило выводы В.П. Глушко, но и внесло в них свои коррективы.

1968-1973 гг. - выполнен обширный объем производственных и экспериментальных работ, в результате которых были получены данные по основным принципам конструирования и технологии многих узлов, агрегатов и систем натурных и экспериментальных объектов. Были разработаны и внедрены в практику ряд новых конструкционных материалов: тугоплавкие сплавы на основе тантала, ниобия, молибдена, вольфрама; пористые материалы на основе вольфрама, молибдена, нихрома; гиперпроводящий сверхчистый алюминий; керамика из окиси европия и самария; высокоэффективные теплозащитные аблирующие материалы; высокопрочный радиационно-стойкий стеклопластик; покрытия, стойкие в расплавленном уране; твердые высокотемпературные смазки для предотвращения диффузионного сращивания контактных пар. Отработана полностью или частично вся номенклатура элементов конструкции экспериментальной ампулы ПБ003-000, проведены конструкторское макетирование ампулы в сборе и реакторные испытания физического макета ампулы, изготовлен большой объем материальной части, прошедшей контрольно-технологические испытания и предназначенной для комплектования ампул и систем стендового обеспечения испытаний (ряд позиций был отгружен на Семипалатинский полигон для подготовки испытаний на реакторе ИГР).

1989 г. - изготовлен, отработан и отправлен на полигон в Объединенную экспедицию НПО «Луч» МСМ, ответственную за организацию и проведение испытаний, комплект специального оборудования и оснастки; изготовлено и подготовлено к испытаниям два комплекта экспериментальных установок «Ампула». Однако с 1990 г. государственное финансирование работ по тематике ЯРД было прекращено окончательно, и реакторные испытания установок «Ампула» провести не удалось, других форм финансирования найдено не было.