ОКБ-456 полностью разделяет опасения, связанные с неизбежной длительностью создания новых тяжелых носителей с двигателями, обладающими особо высокими характеристиками, и вытекающей отсюда опасностью временной потери приоритета нашей Родины в деле освоения Космоса, поскольку в США ожидается в ближайшие годы создание ракеты-носителя «Сатурн», вдвое более тяжелого, чем ракета-носитель на базе Р-7.

Поэтому ОКБ-456 целиком поддерживает точку зрения о необходимости создания улучшенной модификации ракеты-носителя на базе ракеты Р-7, со сроком разработки не более 1½ — 2 лет, способной обеспечить сохранение приоритета Советского Союза и на период предшествующий созданию советского тяжелого носителя с высокоэффективными двигателями принципиально новой схемой.

В соответствии с Вашим запросом о мнении ОКБ-456 о формах модификации ракеты-носителя на базе Р-7, учитывая частично известные соображения ОКБ-1 и других организаций, сообщаю следующее.

Ракета-носитель должна являться тяжелой модификацией ракеты-носителя 8К78 с использованием опыта создания ракеты 8К75.

Первая ступень, согласно предложению ОКБ-1, должна состоять из шести расположенных по окружности блоков того же диаметра, что на Р-7 или на Р-9, но увеличенной длины и с двигателями 8Д716 от Р-9, установленными на каждом блоке. На центральном блоке тоже увеличенного веса, устанавливается один двигатель 8Д716, но с высотным соплом и высотным запуском.

Использование доработанного двигателя 8Д716 на 1-й ступени носителя вместо 8Д74 с рулевыми агрегатами позволит увеличить удельную тягу у земли на 20 единиц /274 вместо 254/ и в пустоте на 6 единиц /317 вместо 311/. Использование доработанного двигателя 8Д716 с высотным соплом на II-й ступени носителя вместо 8Д75 с рулевыми агрегатами позволит увеличить удельную тягу в пустоте на 17 единиц /330 при ра=0,2 ата, вместо 313/. Тяга такого двигателя в пустоте составит 171 тонну.

Использование двигателей 8Д716 от Р-9 улучшит характеристики ракеты-носителя, так как исключит с борта перекись водорода и жидкий азот. Кроме того, двигатели 8Д716 по весовым характеристикам существенно лучше двигателей 8Д74 и 8Д75. Действительно, удельный вес двигателя 8Д716 составляет 12,1 кг/тонну тяги, вместо 15,6 и 18,5 кг/тонну тяги для 8Д74 и 8Д75 с рулевыми агрегатами соответственно. Длина двигателя 8Д716 на 0,5 м меньше длины двигателей 8Д74 и 8Д75, что даст выигрыш в весе на обшивке хвостовых отсеков блоков. Несмотря на увеличение числа двигателей на первых двух ступенях носителя с 5 до 7, число камер сгорания уменьшится с 32 до 28. Отсутствие у двигателя 8Д716 предварительной ступени тяги уменьшит предстартовые расходы топлива и время стоянки носителя с пламенем на старте.

Суммарная тяга двигателей первой ступени у земли составляет 141x6=846 тонн вместо 406 тонн для Р-7, что позволяет увеличить стартовый вес примерно вдвое, повысить энерговооруженность /Po/Go/ и тем уменьшить потери на преодоление силы тяготения и в итоге увеличить вес полезной нагрузки.

Высотный запуск II-й ступени, при полных топливных баках, также улучшит характеристики ракеты-носителя.

Двигатели 8Д716 для 1-й ступени могут быть поставлены в IV кв. 1960 г., а двигатели 8Д716 с высотным соплом и высотным запуском для II-й ступени носителя — в I кв. 1961 г.

Для III-й и IV-й ступеней носителя ОКБ-456 может предложить двигатель 8Д711 с тягой 10,3 тонны, удельной тягой 345 сек и весом 170 кг /в залитом состоянии/ на кислород-диметилгидразиновом топливе. Срок поставок — 1-й кв. 1961 г. /В IV кв. 1960 г. могут быть поставлены двигатели с удельной тягой 340 сек и весом 200 кг/. На III-й ступени устанавливается 3-4 таких двигателя, а на IV-й ступени — I двигатель.

В последующие годы ОКБ-456 завершит разработку первых образцов фторных двигателей, использование которых на III-й и IV-й ступенях позволит в дальнейшем существенно улучшить характеристики ракеты-носителя.

Представляется крайне своевременным безотлагательно начать разработку носителя на базе модифицированной ракеты Р-7 с началом стендовых испытаний во II кв. 1961 г. и летных в III-IV кв. 1961 г.

Иное решение ставит под удар приоритет и престиж Советского Союза в деле завоевания Космоса.

Главный конструктор ОКБ-456 В.П.ГЛУШКО
Арх.№1354 (35-37)



21.05.1960г.

На Ваш запрос по фторным двигателям, разрабатываемым в ОКБ-456 по Постановлению ЦК КПСС и СМ СССР №344-167 от 20 марта 1958 г., сообщаю следующее. Согласно этому Постановлению ОКБ-456 надлежит создать в 1961г. двигатель на фторе с тягой до 25 тонн.

Первые фторные двигатели могут использоваться лишь на верхних ступенях ракет и потому должны обладать не слишком большой тягой. Так, применительно к носителю на базе Р-7А потребная тяга близка к 10 тоннам.

Учитывая это обстоятельство и с целью обеспечения ракет двигательными установками большей тяги, в том числе превышающей 25 тонн, путем набора нескольких однокамерных двигателей ОКБ-456 был выбран единичный однокамерный двигатель с тягой 10 тонн. Установка из двух двигателей обеспечивает тягу 20 тонн, из трех двигателей — 30 тонн и из четырех двигателей — 40 тонн. Таким образом, в пределах четырехкамерной установки, варьируя число камер сгорания, можно получать двигательные установки с тягой от 10 тонн не до 25 тонн, как записано в Постановлении, а до 40 тонн. Эта гибкость компоновок обеспечивается тем, что каждая камера сгорания снабжена своим ТНА и комплектом автоматики. Использование таких компоновок обеспечивает также выигрыш в габарите двигательных установок по длине.

Такое решение облегчило и вопросы снабжения фтором на начальном периоде доводки двигателя, пока создается фторная химическая промышленность, и позволило вести доводочные испытания при поставках фтора, составляющих в 1957-59 гг. лишь несколько десятков тонн ежегодно.

Предварительные доводочные стендовые испытания проводились в ОКБ-456 на трех типах экспериментальных фторных камер сгорания: с тягой до 100 кг, затем до 500 кг, затем до 2,8 тонн в пересчете на работу с соплом в пустоте.

В результате проведенных работ в начале 1960 г. ОКБ-456 располагало отработанной конструкцией очковой камеры сгорания, система смешения которой обеспечивала устойчивый процесс сгорания с коэффициентом полноты давления 0,975 при давлении в камере сгорания 75 атм. В пересчете на работу с соплом в пустоте эта камера сгорания обеспечивала тягу 2,76 тонны при удельной тяге 390 сек (Ра=0,05 ата). Эта конструкция была принята как исходная для проектирования двигателя с тягой 10 тонн.

Однако начатые проектные работы по этому двигателю были в начале 1960 г. прекращены в связи с решением повысить давление в камере сгорания до 120 атм и перейти на схему двигателя с дожиганием выхлопа из ТНА в основной камере сгорания, с целью повышения удельной тяги двигателя до 400 сек. В связи с этим решением возникла необходимость в проведении значительного объема дополнительных работ, которыми ОКБ-456 сейчас и занято.

Несмотря на возросший объем работ, ОКБ-456 рассчитывает создать к концу 1961 г. действующий образец фторного однокамерного двигателя с тягой 10 тонн, обеспечивающего тягу до 40 тонн в четырехкамерной установке. Этот двигатель будет пригоден для стендовых испытаний. Для отработки образца, пригодного для летных испытаний, необходима будет дополнительная отработка, объем которой определится после получения и согласования технического задания от ОКБ, конструирующего ракету под фторный двигатель

По известным Вам причинам Постановление ЦК КПСС и СМ СССР от 20 марта 1958 г. не предусматривало разработку такой ракеты и поставку для нее двигателя, а обеспечивало ОКБ-456 возможность работы над созданием стендовых образцов фторных двигателей.

При появлении спроса на эти двигатели для установки на ракеты, ОКБ-456 готово рассмотреть ТЗ на двигатель и определить объем работ, необходимых как для отработки на базе стендового образца двигателя, пригодного для летных испытаний, так и для изготовления и поставок двигателей для установки на ракетах.

На запрос ОКБ-586 о сроках поставки фторо-аммиачного двигателя РД-301 с тягой 10 тонн и удельной тягой 400 сек для установки на ракету конструкции ОКБ-586 нами был сообщен срок — IV квартал 1962 г. ОКБ-456 готово принять этот срок и для поставок двигателя РД-301 в ОКБ-1.

Разработка в ОКБ-456 эскизного проекта фторо-водородного двигателя с удельной тягой 466 сек при а=1, Pi=150 ата и Ра=0,05 ата предусмотрена проектом Постановления на 1962 г. Разработка такого двигателя до состояния поставок могла бы быть выполнена в 1963-64 гг. при условии обеспечения этих работ жидким водородом в количествах, необходимых для проведения стендовых испытаний, начиная с 1961 г.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх№ 1354 (58-60)



26.05.1960г.

Согласно Постановлению ЦК КПСС и СМ СССР №521-235 от 13.05.59г. завод №24 КСНХ должен организовать производство турбонасосных агрегатов и агрегатов автоматики двигателей 8Д716 с обеспечением поставки в течение II и III кварталов 1960 г. 25 комплектов агрегатов в ОКБ-456.

Организация и освоение производства ТНА и агрегатов автоматики должны послужить основой для последующего выпуска в 1961 году на заводе №24 КСНХ двигателей 8Д716 в соответствии с Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР № 268-103 от 08.03.60г.

В настоящее время на заводе № 24 КСНХ осуществляется организация производства ТНА и агрегатов автоматики для двигателей 8Д716 на базе производственных площадей, оборудования и рабочей силы, занятых производством аналогичных агрегатов двигателей 8Д74 и 8Д75.

Такое решение, принятое заводом №24 КСНХ, является вынужденным и вызвано тем, что до настоящего времени у завода нет средств на постановочные работы и приобретение оборудования, не выделено ему необходимое оборудование и отсутствуют свободные производственные площади.

Так, по сообщению руководства завода №24, состояние по заявкам на оборудование для производства двигателей 8Д716 /запланированным в предложении КСНХ для принятия решения Правительства/ выглядит следующим образом:

№№ п/п	Наименование оборудования	Запланировано в шт.	Выделено в шт.	Примечание
1.	Универсально-режущее	396	39	из 39 штук — 6 ненужных
2.	Специальное металлорежущее	64	38
3.	Импортное металлорежущее	145	0
4.	Кузнечно-прессовое	21	2
5.	Насосы для проливочных стендов	12	4
6.	Компрессоры высокого давления	4	1	без наряда
7.	Вакуумнасосы	4	2
8.	Электромашины постоянного тока	96	0
9.	Электромашины переменного тока	280	0
10.	Силовые трансформаторы /в квт/	9200	3000	без нарядов

Кроме этого, не выделены средства, запланированные заводом на приобретение оборудования и нестандартного оборудования в сумме 36 млн. руб., а также на изготовление специальной оснастки в сумме 15 млн. руб.

Ввод в строй новых производственных площадей на заводе №24 связан со строительством корпуса на 20000 кв.м. Строительство этого корпуса находится в начальной стадии земляных работ.

В настоящее время на заводе №24 ведется строительство стенда для огневых испытаний двигателей и лаборатории по проливке насосов.

В проектах на строительство этих стендов не отражены необходимые изменения для обеспечения испытаний ТНА и двигателей 8Д716. Завод №24 до настоящего времени не имеет согласия Гипроавиапрома, который является разработчиком, на проведение проектных работ, связанных с этими изменениями.

Состояние с привлечением мощностей других заводов Куйбышевского совнархоза также является неудовлетворительным.

Основной из привлекаемых заводов — завод №525 КСНХ, находится в стадии реконструкции.

Строительные работы и подготовка производственных площадей должны быть закончены в июне с.г.

Однако, по сообщению директора завода тов. Комиссарова, со второй половины мая средства на завершение этих работ не отпускаются.

Следует отметить, что производство камер сгорания для завода №525 КСНХ является новым производством и для его организации необходимо освоить специфические технологические процессы /глубокая штамповка, сварка, пайка и т.д./. Для проверки освоения этих процессов потребуется проведение полной программы установочных испытаний.

Это несколько отдаляет сроки выпуска товарной продукции по сравнению со сроками, которые при благоприятных условиях мог бы реализовать завод №24 КСНХ.

Указанные обстоятельства вызывают серьезные опасения в части того, что сроки поставки заводом №24 КСНХ 25 комплектов ТНА и агрегатов автоматики /II и III кварталы 1960 г./ и сроки выпуска двигателей 8Д716 могут быть сорваны.

Совмещение производства 8Д716, 8Д74 и 8Д75 на одном и том же оборудовании не может не отразиться на качестве продукции, т.к. требуемая переналадка станков нарушает основной принцип серийного производства о закреплении оборудования на определенных операциях.

Для обеспечения выполнения постановлений Правительства об организации на заводе № 24 КСНХ производства агрегатов для двигателей 8Д716 и двигателей 8Д716 в требуемые сроки прошу Вас оказать заводу №24 КСНХ всю возможную помощь в части получения оборудования и денежных средств, что позволило бы соответствующим образом развернуть производство двигателей 8Д716.

Практически это было бы лучше всею осуществить путем реализации Постановления Правительства предложений Куйбышевского совнархоза по постановке производства 8К75.

Опыт внедрения двигателей 8Д75 и 8Д74 на заводе №24 показал, что большую пользу по постановке производства оказала комплексная бригада ГКОТ.

Учитывая этот опыт, было бы целесообразно /как это решалось на совещании у тов. Гришина Л.А. по докладу тов. Витка В.А./ направить на завод №24 комплексную бригаду ГКОТ, которая выявила бы все нужды завода и наметила наиболее рациональные пути организации производства двигателей 8Д716 на заводе №24 КСНХ.

От ОКБ-456 непосредственное конструкторское руководство по внедрению двигателей 8Д716 на заводе №24 осуществляет филиал №2.

Прошу Вас также оказать содействие заводу №24 в решении через Госкомитет Химической промышленности очень острого вопроса о назначении серийных поставщиков резинотехнических и пластмассовых изделий, комплектующих агрегаты двигателя 8Д716, т.к. институты — разработчики отказываются обеспечивать завод изделиями опытных партий.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Apx.№ 1224 (61-64)



06.07.1960г.

Ниже приводятся некоторые соображения по вопросу использования жидкого водорода вместо аммиака в качестве рабочего тела в ядерных ракетных двигателях с твердофазным реактором.

Если при сравнении ракет с разными рабочими телами исходить не из одинакового веса ракет без рабочего тела и не из одинаковых объемов конструкции, а из одинакового веса заправленных ракет, то в случае водорода ракета способна сообщить ту же скорость полезному грузу большего веса, либо большую скорость полезному грузу того же веса, что и при использовании аммиака в качестве рабочего тела. Однако в этом случае вес конструкции ракеты, точнее говоря сухой вес ракеты, а также ее габарит будут больше, чем при использовании аммиака.

При этом всегда остается принципиальная возможность достигнуть еще большей скорости при большем весе полезного груза, если создать ракету с тем же увеличенным сухим весом и примерно тем же габаритом, что и для водорода, но использовать в качестве рабочего тела аммиак. Стартовый вес ракеты при этом за счет веса аммиака возрастет, а относительный вес полезного груза уменьшится. Однако абсолютный вес полезного груза возрастет, что является определяющим.

Действительно, относительный вес полезного груза не является критерием, однозначно определяющим выгодность или невыгодность применения того или иного рабочего тела или топлива. Рассматриваемый пример наглядно иллюстрирует это положение. Доступнее, эксплуатационное и дешевле заправить на борт ракеты несколько больше по весу жидкого аммиака, чем жидкий водород, и получить при этом больший эффект, т.е. сообщить большую скорость большему полезному грузу.

Изложенное справедливо при использовании жидкого водорода в одноступенчатых ракетах или на первых ступенях многоступенчатых ракет.

Это положение остается справедливым даже в случае принятия одинаковых стартовых тяг двигательных установок. Однако уменьшение веса конструкции баков на единицу их объема в случае применения жидкого водорода, обладающего исключительно низким удельным весом, увеличило бы эффективность ракеты, несущей на борту это рабочее тело.

Для верхних ступеней многоступенчатых ракет можно достигнуть большего эффекта при использовании жидкого водорода вместо аммиака, если выбрать оптимальное или близкое к нему соотношение параметров ступеней.

Поэтому целесообразно было прекращение разработки проекта одноступенчатой БАР на ядерно-водородном двигателе. Разработка же аналогичного двигателя для второй ступени тяжелого ракетоносителя, проектируемого в ОКБ-1, может представить значительный интерес. На первой ступени этого ракетоносителя предусматривается использование ЖРД на тяжелом топливе.

Ниже приведены результаты сравнения водородного и аммиачного ядерных двигателей.

При изменении рабочего тела тип реактора, принятый в ОКБ-456 для РД-402, измениться не должен /гетерогенный, бериллиевый замедлитель и т.д./. Рассмотрение возможных изменений параметров двигательного реактора, рассчитанного на тягу в пустоте 167 тонн, при переходе на водород показывает, что, несмотря на уменьшение расхода рабочего тела через реактор почти в 2 раза /при сохранении прежней тяги и температуры нагрева рабочего тела/, оказывается необходимым существенное увеличение мощности реактора ~ в 1,7 раза/, что объясняется более высокой теплоёмкостью водорода сравнительно с аммиаком.

Увеличение мощности реактора при сохранении его прежних габаритов /и таким образом прежнего относительного веса реактора/ потребует пропорционального увеличения тепловых потоков в каналах тепловыделяющих элементов, что в свою очередь приведет к увеличению температурного перепада в слое покрытия. При этом, однако, увеличения максимальной температуры покрытия не произойдет благодаря существенному увеличению в случае водорода коэффициента теплоотдачи от стенки к рабочему телу, что весьма благоприятно.

Увеличение перепада температур в слое покрытия может оказаться недопустимым по условиям работоспособности материала покрытия /растрескивание под действием температурных напряжений/ и подлежит дополнительным исследованиям.

Предварительный анализ гидравлических сопротивлений реактора, форсированного по мощности, при работе на водороде показывает, что гидравлические сопротивления возрастут в 1,15 раза /~ на 12 атм/.

Если рассмотренное выше форсирование мощности реактора окажется невозможным, то это приведет к необходимости увеличения размеров реактора и его относительного веса. В худшем случае, при полной невозможности форсирования реактора относительный вес увеличится на ~ 0,0055. При этом будет иметь место также некоторое увеличение загрузки реактора делящимся веществом. Следует отметить, что уменьшение гидравлического сопротивления реактора при его увеличении приведет к снижению потребного давления подачи и, как следствие, к снижению относительного веса турбонасосного агрегата /см. ниже/. В связи с этим необходимо проведение весового анализа всего двигателя с отысканием оптимума, принимая во внимание предпочтительность минимального веса реактора /загрузка делящимся веществом, расход бериллия и т.д./.

Предварительное рассмотрение параметров и конструктивных особенностей турбонасосного агрегата, предназначенного для работы на водороде, показывает, что низкий удельный вес жидкого рабочего тела не позволяет осуществлять сжатие в одной ступени насоса более, чем на 40 ати даже при весьма больших диаметрах центробежных крыльчаток /600-700 мм/; в то же время увеличение оборотов нецелесообразно, т.к. вызывает резкое увеличение веса преднасоса. Это приводит к необходимости выполнять насос с большим количеством ступеней /для получения давления подачи 300 атм — 8-9 ступеней/. Следствием является большой относительный вес ТНА /~ 0,020 — при отнесении к тяге в пустоте против ~ 0,003 при аммиаке/.

При этом для предварительных оценок относительный вес каждой ступени насоса /эквивалентный каждым 40 атм давления подачи/ может быть принят равным 0,0023.

Вариации давления на входе в насос от 1,2 до 1,6 ата приводят к уменьшению относительного веса ТНА на ~ 0,0065 единиц. Следует отметить особо, что величина давления на входе в насос 1,2 ата нуждается в серьезном экспериментальном подтверждении, в связи с чем может приниматься во внимание лишь как сугубо предварительная.

Анализ параметров турбины показывает необходимость значительного увеличения /до ~ 140000 л.с/ располагаемой мощности сравнительно с аммиачным вариантом / ~ в 4 раза при равной тяге — пропорционально отношению удельного веса жидкого рабочего тела к его расходу/. В то же время располагаемые температуры рабочего тела перед турбиной позволяют обеспечить потребную мощность при отношении перед и за турбиной 1,2 — 1,5.

Следует отметить резкое увеличение габаритов ТНА /до 4000 мм против 700 при аммиаке/, обусловленное многоступенчатостью.

Изменение весов агрегатов двигателя при переходе на водород коснется в основном реактора /в случае отказа от форсирования по плотности тепловыделения/ и в особенности турбонасосного агрегата.

Оценка относительного веса двигателя проведена для двух случаев: 1/ реактор двигателя РД-402 форсирован, а турбонасосный агрегат обеспечивает необходимое давление подачи 330 атм; 21 реактор не форсирован /увеличены его размеры/, в результате чего потребное давление подачи снизилось до 225 атм.

Результаты подсчетов сведены в таблицу; там же приведены сравнительные данные по двигателю РД-402.

Рабочее тело и температура нагрева	γ∞ р-ра x103	γ∞ сопла x103	γ∞ ТНА x103	γ∞ остальных агрегатов x103	γ∞ двигателя x103
NH3; 2700°К; ра=0,125 /«402»/	11,7	2,8	3,1	4,8	22,4
Н2; 3000°К; форсированный р-р; Ра=0,1.	11,7	3,0	22,3	5	42
Н2; 3000°К; нефорсированный р-р;ра=0,1.	17,2	3,5	15,5	5	41,2

Предварительно анализ геометрии сопел ЯРД, работающих на аммиаке и на водороде, показывает, что при прочих равных условиях (р_i/р_а, Тг.ср, Р) диаметральные габариты оказываются практически одинаковыми.

Габариты двигателя претерпят изменение в продольном направлении вследствие значительного увеличения габарита ТНА и при увеличении высотности сопла. Изменение компоновки /в части расположения ТНА/ может оказаться явно нецелесообразным из-за большого расхода через турбину рабочего тела /180 кг/сек/, поступающего далее в основные ТВЭЛы реактора.

Ориентировочно длина двигателя составит около 9,5 м /при р_а=0,1/ против 5330 мм для двигателя РД-402.

В разрабатываемом в настоящее время в ОКБ-456 эскизном проекте аммиачного ЯРД РД-403 предусмотрено использование в качестве рабочего тела метиламин-аммиачной смеси, средняя температура рабочего тела не менее 3000°К, удельная тяга около 500 сек, тяга 195 тонн и относительный вес двигателя около 0,022.

При тех же значениях тяги, температуры рабочего тела, давлений на входе и выходе из сопла /150 и 0,05 ата соответственно/ водородный ЯРД будет развивать удельную тягу 950 сек при относительном весе ~0,042, том же габаритном диаметре и на ~4 метра большей длине.

Для обеспечения стойкости теплоотдающей поверхности ТВЭЛов по-видимому необходимо использование углеродсодержащего соединения как дополнительного компонента к рабочему телу /водороду/.

Изложенное свидетельствует о большей сложности проблемы создания водородного ЯРД по сравнению с аммиачным, даже если не рассматривать трудности эксплуатации, связанные с весьма низкой температурой кипения жидкого водорода. Однако создание аммиачного ЯРД представляется малоцелесообразным, поскольку по эффективности он не будет существенно отличаться от фтороводородного ЖРД, обладающего удельной тягой 466 сек при вдвое меньшем относительном весе двигателя /~0,010/ и более тяжелом топливе /0,75 вместо 0,68/.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 1354 (99-104)



15.09.1960г.

В дополнение к письму исх. №4224 сообщаю, что согласно проекту «План-графика по изготовлению и поставке в 1960 году объектов «Восток-3А» и комплектующих элементов к ним» заводу №24 КСНХ запланирована поставка ОКБ-1 ГКОТ двигателей 8Д74 и 8Д75 с профилактической и конструктивными доработками в количестве двух комплектов не позднее 15 октября с/г и двух комплектов — в ноябре с/г.

При изготовлении двигателей 8Д74 и 8Д75 для объекта «Восток-ЗА» должны быть приняты следующие организационные меры по повышению надежности двигателей:

1. Устанавливается личная ответственность главных конструкторов, директоров заводов и руководителей служб за качественность технической документации, правильность конструктивных решений, отработанность и надежность элементов конструкции, за качественность изготовления, сборки и испытаний.

2. Главными конструкторами или руководителями предприятий в развитие этого положения выпускаются специальные положения, предусматривающие усиление контроля за технологией сборки, испытаниями агрегатов и личную ответственность исполнителей за качественность изготовления, сборки и испытания узлов и агрегатов двигателей для объекта «Восток-ЗА».

3. Вводится следующий порядок оформления работ по данным двигателям на заводе-изготовителе:

а/ двигатели, изготавливаемые для этих изделий, должны иметь заключение главных конструкторов о годности для объекта «Восток-ЗА»;

б/ вводятся ведомости отступления от технической документации главного конструктора, утверждаемые лично главным конструктором, с приложением их к формуляру двигателя.

Прошу вышеуказанное принять к руководству.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№1224 (184-185)



09.12.1960г.

На Ваш запрос по поводу планов широкого использования в США в качестве высококипящего жидкого топлива азотного тетроксида и смеси ДМГ с гидразином вместо кислородо-керосинового топлива для ракет различного назначения сообщаю следующее.

Применение азотного тетроксида (AT) в качестве окислителя позволяет повысить удельную тягу ракетных двигателей примерно на 15 кг/кг/сек по сравнению с азотнокислотным окислителем АК-27 при том же горючем (ДМГ). При этом удельный вес топлива снижается на несколько сотых долей единицы. Поэтому применение AT обеспечивает большую эффективность ракет, чем при АК-27И, а для первых и вторых ступеней ракет по эффективности практически не отличается от кислородно-керосинового топлива (при том же весе и объеме конструкции баков ракеты).

В эксплуатационном отношении AT выгодно отличается от кислорода высокой температурой кипения (+22°С), что позволяет создавать долгохранимые его запасы как на заправленной ракете, так и в стационарных ёмкостях. Создание постоянного наддува в баках и ёмкости равного 0,5 атм исключает кипение AT до +30°С, а надув в 1,3 атм позволяет хранить AT без кипения до +40°С.

Эксплуатационные преимущества AT по сравнению с АК-27И заключается в том, что AT существенно менее агрессивен в коррозионном отношении (допускается транспортировка в хлорных и аммиачных цистернах, изготавливаемых из простой углеродистой стали) и потому не требует никаких ингибиторов, отсутствует проблема щелевой коррозии, практически совершенно стабилен, а реакция термического разложения обратима, поэтому не требует стабилизаторов.

Так же, как АК-27, окислитель AT образует с ДМГ самовоспламеняющуюся пару, что обеспечивает надежное и простое решение проблемы зажигания в двигателе на земле и в пустоте.

Эксплуатационным недостатком AT является относительно высокая температура плавления (-10°С). Это обстоятельство не имеет значения при использовании в морском флоте и в шахтах, но при открытых стоянках в зимнее время необходимо принимать меры против замораживания. Одним из мероприятий является снижение температуры плавления AT вплоть до -40°С введением в него в виде добавки полутораокиси азота, не снижающей удельной тяги двигателя. Однако при этом снижается температура кипения окислителя (до 0°С при температуре замерзания -40°С), что для зимней эксплуатации не является существенным.

AT и AT с добавкой полутораокиси азота могут быть получены как промежуточный продукт на существующих химических заводах по синтетическому производству азотной кислоты. Это обстоятельство делает AT более дешевым и не менее доступным, чем азотная кислота.

Азотный тетроксид (AT) в чистом виде и с добавкой полутораокиси азота для понижения температуры был предложен мною в 1930 г. Так, в 1930 г. мною была разработана конструкция первого отечественного ЖРД ОРМ-1 на азотном тетроксиде в качестве окислителя, а вскоре проведены и стендовые испытания. Однако, отсутствие в те годы промышленного производства азоттетроксида и малая мощность созданной мной опытной установки для его получения не позволили в то время внедрить AT в ракетную технику (см. В.П.Глушко, Жидкое топливо для реактивных двигателей, изд. ВВА, 1936 г.; В.П.Глушко, Альбом конструкций ЖРД, издание МО, 1958 г.).

В связи с этим основное внимание руководимого мною КБ было обращено тогда на использование в качестве окислителя для ЖРД азотной кислоты и раствора четырехокиси азота в азотной кислоте, ныне получившие широкое применение.

В связи с развитием ракетной техники и возникшей актуальной потребностью в дальнейшем повышении эффективности применяемых в ЖРД топлив, учитывая создание в последний период в СССР заводов синтетического метода получения азотной кислоты (через окислы азота) и учитывая накопившийся опыт эксплуатации азотнокислотных окислителей, возникли условия, благоприятные для использования в СССР более эффективного азоттетроксидного окислителя (AT), несмотря на некоторые усложнения эксплуатации, связанные с повышенной температурой его замерзания.

В тематическом плане работ ОКБ-456 на 1961 и последующие годы предусмотрена разработка двигателей на AT.

В настоящее время эти двигатели успешно проходят предварительные стендовые огневые испытания.

На основании изложенного очевидна целесообразность наметившейся в США тенденции широкого применения AT в качестве стабильного долгохранимого высококипящего окислителя.

Применение в США в качестве горючего 50%-ного раствора гидразина в ДМГ вместо принятого в СССР ДМГ не может быть оправдано в случае высоких давлений в камере сгорания и больших степеней расширения, типичных для двигателей ОКБ-456, отличающихся высокими удельными тягами.

Действительно, применение этого раствора вместо ДМГ в двигателе ОКБ-456, разрабатываемого для первой ступени тяжелого носителя Н-1, позволит поднять удельную тягу на 2-3 кг/кг/сек, а для двигателя второй ступени Н-1 только на 1 кг/кг/сек. При этом следует учитывать большую сложность технологического процесса получения гидразина по сравнению с ДМГ и существенно меньшую термостабильность гидразина, затрудняющую охлаждение им камеры сгорания двигателя и его эксплуатацию.

Несмотря на значительный уд. вес гидразина (1,0 против 0,79 для ДМГ), расчетный удельный вес топливной смеси с окислителем увеличивается пренебрежимо мало (на 0,01) в связи с тем, что в топливную смесь идет повышенное относительное содержание раствора гидразина в ДМГ за счет более тяжелого окислителя.

Поэтому в сочетании с АК-27 или с AT в конструкциях ОКБ-456 использование раствора гидразина в ДМГ вместо ДМГ не представляется целесообразным.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№1800 (134-137)



16.01.1961г.

Ввиду того, что к изделию Н-1 предъявляются повышенные требования по надежности работы, в ОКБ-456 прорабатываются мероприятия по обеспечению максимальной надежности двигателей для этого изделия.

Наряду с этим можно предполагать, что при наличии большого количества двигателей на изделии Н-1 /где на первых двух ступенях число их равно 30/, даже при очень высокой надежности единичных двигателей, увеличивается вероятность появление какого-либо случайного, редкого дефекта или отклонения в работе либо двигателя, либо систем изделия.

В связи с этим, в ОКБ-456 прорабатывается вопрос о необходимости создания специальной системы аварийного выключения отдельных двигателей при запуске и в полете для обеспечения даже в этих редких случаях ненормальной работы безаварийного окончания работы всего изделия. При этом очевидно должен быть решен вопрос о максимально допустимом числе выключаемых двигателей, при котором все же обеспечивается безаварийная работа всего изделия.

С этой целью произведен анализ результатов стендовых и летных испытаний двигателей предыдущих разработок с дефектным исходом для выявления параметров, изменение которых свидетельствовало бы о возникновении аварийной ситуации на двигателе и дало бы возможность заблаговременно /до появления аварийного дефекта/ произвести выключение двигателя...

Применительно к разрабатываемой пирогидравлической схеме двигателей для первой и второй ступеней изделия Н-1 произведенный анализ показывает, что с целью повышения надежности работы двигательных установок изделия типа Н-1 целесообразно устанавливать бортовую систему для автоматического выключения отдельных двигателей по одновременному возникновению высокочастотных пульсаций газов в их камерах сгорания и в магистралях горючего.

В связи с вышесказанным, нами составлен проект технического задания на разработку системы выключения двигателей, который Вам направляется для рассмотрения, обсуждения и согласования...

Следует отметить, что указанные в ТЗ цифровые значения подлежат уточнению по результатам огневых испытаний.

Кроме указанной системы выключения по результатам огневых испытаний двигателей на стенде ОКБ-456 будет определена целесообразность создания дополнительной системы выключения двигателя при падении давления в его камере сгорания ниже допустимого значения...

В связи с тем, что топливные баки изделия Н-1 являются общими для всех двигателей и падение давления на входе в насосы одного из них при нормальной работе остальных двигателей является маловероятным, установка системы аварийного выключения по недопустимому падению давления на входе в насосы не представляется, по нашему мнению,

Прошу сообщить Ваше мнение по затронутым вопросам, а также по вопросу о необходимости разработки системы выключения двигателей при возникновении пожара в хвостовом отсеке. По-видимому, решение последнего вопроса необходимо связывать с целесообразностью установки бортовой системы пожаротушения...

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 1351 (6-9)



18.01.1961г.

Замена окислителя АК-27П на другой высококипящий окислитель — азоттетроксид (N₂O₄) в изделии Р-26 позволит существенно улучшить характеристики этого изделия в связи с увеличением удельной тяги на 13-14 единиц для двигателя первой ступени (8Д720) и на 15 единиц для двигателя второй ступени (8Д722). Такой прирост удельной тяги позволит значительно увеличить вес полезного груза и уменьшить стартовый вес изделия.

Кроме того, азоттетроксид (AT) является стабильным веществом, состав которого зависит от температуры и подчиняется равновесной обратимой реакцией диссоциации, в отличие от азотнокислотного окислителя, для которого реакция разложения не обратима. Это обстоятельство снимает вопрос о стабильности AT при хранении любой длительности на складах и в изделиях в заправленном состоянии.

Все конструкционные материалы, совместимые с АК-27, пригодны и для AT. Более того, окислитель AT отличается меньшей коррозионной активностью, чем АК-27, поэтому для AT не требуются ингибитора коррозии и отсутствует проблема щелевой коррозии, по существу еще не решенная для АК-27П.

Таким образом, проблема длительного хранения окислителя в складских условиях и в заправленных изделиях с точки зрения стабильности окислителя и его агрессивности лучше решается для AT, чем для АК-27.

Азоттетроксид является промежуточным продуктом в установках для получения синтетической азотной кислоты. Поэтому промышленное получение AT в больших количествах по существу обеспечено, а стоимость этого окислителя оказывается меньше стоимости АК-27. Это обстоятельство позволяет немедленно приступить к экспериментальной работе с азоттетроксидом. Возможность быстрого начала экспериментальной работы с AT облегчается также в связи с тем, что объемные соотношения окислителя и горючего (диметилгидразина) почти не отличаются для AT и АК-27. Это позволяет использовать существующую материальную часть, например, двигатели для АК-27, и на них начать проверку окислителя, т.к. проходные сечения форсунок, зарубашечного тракта камеры сгорания, геометрия крыльчаток насосов и т.п. на начальной стадии экспериментов могут быть одинаковыми для обоих окислителей.

Таким образом, ОКБ-456 рассчитывает в течение ближайших недель провести первые пробные огневые испытания AT с ДМГ на натурных двигателях, разрабатываемых для Р-26, и составить предварительное суждение об объеме предстоящих доводочных работ.

При этом более высокая температура горения (~на 220°) потребует доработки системы охлаждения двигателя. Основной проблемой является обеспечение устойчивости процесса горения против высокочастотных колебаний.

Свойства самовоспламенения с горючим ДМГ практически мало отличаются для AT и АК-27, что позволяет не ожидать затруднений с запуском двигателей на земле и в пустоте.

Удельный вес окислителя AT несколько меньше, чем АК-27, что приводит к некоторому снижению расчетного удельного веса топлива (1,20 вместо 1,30). Удельный вес азоттероксида при температуре 15°С составляет 1,458 кг/л.

Необходимо отметить существенный недостаток окислителя AT, заключающийся в узости температурного интервала жидкого состояния: температура кипения +21,3°С, температура плавления —9,3°С. Однако при хранении в баках или других емкостях с небольшим наддувом температура кипения может быть увеличена до нужных значений. Так, например, при наддуве 0,5 атм температура кипения повышается до +30°С, а при наддуве 1,3 атм — до +40°С, что обеспечивает потребности эксплуатации.

Температура плавления -9,3° допускает эксплуатацию круглый год в шахтах и на морском флоте, а на открытой позиции — кроме зимних месяцев. Однако в эти зимние месяцы может применяться зимний вариант окислителя, температура плавления которого может быть понижена до нужного значения (вплоть до -40°С) путем введения примеси окиси азота, образующей в AT раствор трехокиси азота. Этот зимний окислитель отличается пониженной температурой кипения (больше 0°С), что для зимних условий не имеет значения, но исключает использование зимнего окислителя круглый год.

В тех случаях, когда это окажется рациональным, зимой может использоваться подогрев окислителя.

По-видимому, некоторые неудобства эксплуатации в зимние месяцы не являются определяющими при оценке целесообразности использования азоттетроксида в ракетной технике.

В случае успешного хода стендовых испытаний в ОКБ-456 двигателей на топливе АТ+ДМГ для изделия Р-26 однокамерные двигатели с тягой 150 тонн для I-й и II-й ступеней тяжёлого носителя Н-1 будут нами разрабатываться только на топливе АТ+ДМГ.

Окончательное решение о целесообразности использования азоттетроксида в изделии Р-26 может приниматься лишь после проведения в ОКБ-456 предварительных стендовых испытаний двигателя, планируемых на январь — февраль с/г.

С целью проведения в ОКБ-586 проработки вопросов, связанных с использованием AT в изделии Р-26, сообщаю Вам предварительные расчетные параметры двигателей 8Д721 и 8Д722 в случае замены окислителя АК-27П на азотный тетроксид (AT):

1. Для 8Д721:

1. Давление в камерах сгорания 2. Суммарный секундный расход компонентов топлива через ТНА 3. Отношение весовых секундных расходов окислителя и горючего через ТНА 4. Отношение объемных секундных расходов окислителя и горючего через ТНА 5. Удельная тяга двигателя: а) на земле б) в пустоте 6. Минимальное давление на входе в насос окислителя для +25°С 7. Минимальное давление на входе в насос горючего для +25°С

85 ата 298,2 кг/сек 2,41 1,32 264 кг/кг/сек 308 кг/кг/сек 3,8 ата 1,4 ата

2. Для 8Д722:

1. Давление в камере сгорания 2. Суммарный секундный расход компонентов топлива через камеру сгорания 3. Отношение весовых секундных расходов окислителя и горючего через камеру сгорания 4. Удельная тяга камеры сгорания в пустоте

85 ата 145,9 кг/сек 2,55 322 кг/кг/сек

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Apx.№ 1354 (139-142)


18.03.1961г.

Проработав варианты двигательных установок для I и II ступеней изделия Н-1 для компонентов топлива жидкий кислород+диметилгидразин, АК-27П+диметилгидразин и азотный тетроксид (АТ)+диметилгидразин, ОКБ-456 предлагает принять в качестве основного варианта компонентов топлива АТ+диметилгидразин, сохранив жидкий кислород+ диметилгидразин в качестве резервного варианта.

Указанное решение предлагается в соответствии с результатами обсуждения этого вопроса на совещании главных конструкторов, согласованными с Вами, а также на основании трех предварительных стендовых испытаний двухкамерных двигателей 8Д513 (с двумя вариантами форсуночных головок) на компонентах АТ+ДМГ при К_I =2,31÷З,12; p_i =63,4+75,2 ата. При этих испытаниях, продолжительностью до 65 сек, было получено увеличение удельной тяги на 10,6^13,3 единиц у земли по сравнению с компонентами топлива АК-27И+ДМГ (теоретическая величина повышения удельной тяги для двигателя 8Д513 за счет перехода на AT: у земли — 13,6 кг·сек/кг, в пустоте — 15,2 кг·сек/кг). При всех испытаниях двигатели работали вполне устойчиво, дефектов материальной части не было.

В связи с предлагаемым решением высылаю Вам на рассмотрение и утверждение проект технического задания на разработку двигателей для I и II ступеней изделия Н-1 для компонентов топлива АТ+диметилгидразин. Одновременно высылаю протокол согласования разработанного ОКБ-1 ТЗ для компонентов жидкий кислород+диметилгидразин. Компоненты топлива АК-27П+диметилгидразин ОКБ-456 считает возможным впредь не рассматривать в применении к изделию Н-1, поэтому возвращаю Вам ТЗ для этих компонентов топлива без согласования.

При рассмотрении высококипящих окислителей ОКБ-456 отдает предпочтение AT (N₂O₄), а не ОКА-50 (50% N204 +50% N₂O₃), на базе которых обеспечивается одинаково высокая удельная тяга, так как AT позволяет производить его эксплуатацию в течение большей части года без всяких усложнений, а особенности эксплуатации изделия Н-1 позволяют рассчитывать на благоприятные условия использования AT в течение круглого года. В то же время ОКА-50 требует применения специальных термостатирующих устройств не только при эксплуатации изделия, но и для стендовых работ, связанных с доводкой двигателей. Вопрос об окончательном выборе окислителя — AT либо ОКА-50 -подлежит дополнительному обсуждению с участием всех заинтересованных главных конструкторов, в том числе тов. Бармина В.П.

Отдавая предпочтение компонентам топлива с использованием AT в качестве окислителя и заказывая материальную часть для двигателей на АТ+НДМГ в первую очередь, ОКБ-456 так строит свои работы, чтобы двигатели на AT и на жидком кислороде были максимально унифицированными (по большинству узлов камеры сгорания, газогенератора, насоса окислителя, стартовой турбины, основных клапанов), с тем чтобы в любой момент, если появится необходимость, была возможность переключиться на отработку кислородного двигателя на номинальных параметрах. В то же время в течение ближайших месяцев не будут прекращаться начатые экспериментальные работы по кислородному двигателю на базе материальной части двигателя 8Д716.

В направляемых Вам проектах ТЗ предусматривается установка эжекторов (точнее, струйных преднасосов) перед насосами собственно двигателей.

Предварительные расчетно-конструкторские проработки и проведенные испытания экспериментального струйного преднасоса на модельных (пониженных) режимах в ОКБ-456 показали, что по линии AT давление после бака может быть снижено при установке струйного преднасоса на 1,3-1,7 ат по сравнению с давлением потребным при применении обычного шнекоцентробежного насоса без струйного преднасоса.

Установка струйного преднасоса по линии горючего для компонентов АТ+ДМГ нецелесообразна, так как выигрыш в давлении после бака оказывается при этом незначительным (~0,3 ат), а установка струйного преднасоса несколько усложняет систему подачи компонентов и приводит к дополнительному увеличению мощности ТНА.

Наличие струйного преднасоса на линии окислителя приводит для двигателя на АТ+ДМГ к дополнительному увеличению мощности ТНА на ~2000 л.с. при отборе после насоса расхода для работы струйного преднасоса в количестве 10% от расхода окислителя, поступающего в камеру сгорания.

Таким образом, указанные в ТЗ давления на входе в насосы окислителя (АТ) учитывают наличие струйного преднасоса. При отсутствии струйного преднасоса минимальное давление на входе в насос сверх давления упругости паров было бы равным 3,9 ат.

Что касается двигателей на компонентах жидкий кислород+диметилгидразин, то предполагаемое снижение давлений после баков при установке струйных преднасосов составляет: по окислителю — 1,2 ат, по горючему — 0,6 ат. В направляемом Вам протоколе согласования ТЗ на кислородные двигатели указаны давления перед насосами без учета отбора расхода на преднасосы; с учетом этого отбора давления непосредственно перед насосами должны быть увеличены: по окислителю — на ~0,5 ат, по горючему — на ~0,3 ат.

Указанные величины снижения давления после баков являются предполагаемыми, так как они получены на основании результатов испытаний модельного струйного преднасоса на воде при напоре рабочей (инжектирующей) жидкости ~130 ат и пересчитаны на компоненты и рабочие напоры насосов двигателей для изделия Н-1.

Окончательные величины минимальных давлений после баков могут быть определены только испытаниями струйных преднасосов на натурных режимах при действительных расположениях их на магистралях изделия.

Поскольку ОКБ-456 не имеет стендов для испытаний насосов проектируемых двигателей на натурных режимах, и отработка этих насосов будет проводиться на модельных (пониженных) режимах, проверку работы преднасоса в натурных условиях ОКБ-456 принять на себя не может.

Отработку струйного преднасоса необходимо проводить на материальной части ОКБ-1 в условиях действительной системы изделия, причем эти работы могут быть совмещены с работами по отработке магистралей подвода компонентов от баков к двигательной установке.

ОКБ-456 готово принять активное участие в доводке струйных преднасосов в ОКБ-1 и берет на себя завершение начатых исследований экспериментального струйного преднасоса в модельных условиях. По окончании указанных работ соответствующие материалы будут Вам высланы в виде технического отчета.

Следует отметить, что в направляемых Вам документах отражено не согласие ОКБ-456 с разработкой агрегатов системы наддува и ПЩС для изделия Н-1.

Агрегаты системы наддува баков изделия не имеют органической связи с двигателями, а искусственная связь может привести лишь к неоправданному увеличению числа агрегатов, магистралей, разъёмов и, в конечном итоге, снижению надежности изделия.

Целесообразным следует считать отбор компонентов (в том числе и газа) под высоким давлением от напорных магистралей двигателей, что отражено в направляемых Вам ТЗ. В то же время считаю неправильным, чтобы ОКБ-456 брало на себя разработку агрегатов, не связанных непосредственно с разработками и доводкой собственно двигателей.

Последний довод относится также к тому, почему ОКБ-456 не берет на себя разработку ПЩС. Кроме того, как известно, агрегаты запуска двигателей для изделия Н-1 выбраны бортовыми. Единственно, что может потребоваться для обслуживания двигателей от наземных средств — это подвод продувки, что ни в коей мере не может служить основанием для разработки ПЩС силами ОКБ-456.

В заключение следует отметить, что снижение весов двигателей, записанных в направляемых Вам документах, по сравнению с ранее сообщенными Вам цифрами, объясняется проведенными за последнее время расчетами на базе выполненных уже компоновок двигателей и отдельных агрегатов, в конструкции которых предусматривается использование новых материалов.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 1525 (42-46)



03.04.1961г.

В соответствии с договоренностью с тов. Будником B.C. сообщаю предложение о разработке изделия Р-46, как следующий после Р-26 и Р-36 этап развития изделий на высококипящих компонентах топлива.

ОКБ-456 разрабатывает двигатели для I-й и II-й ступеней тяжелого носителя Н-1 на топливе азотный тетроксид+диметилгидразин. Эти двигатели однокамерные, с тягой у земли ~150 тонн для I-й ступени. Двигатель II-й ступени унифицирован с двигателем I-й ступени и отличается только высотностью сопла. Эти двигатели разрабатываются на весьма высокие показатели, для чего давление в камере сгорания принято равным 150 атм, а процесс ведется по замкнутому контуру (давление в газогенераторе 295 атм).

Основные показатели этих двигателей приведены в табл. 1.

Таблица 1

В табл.2 приведены для сравнения значения удельных тяг и удельных весов двигателей конструкции ОКБ-456, разрабатываемых для изделий конструкции ОКБ-586. Удельные веса двигателей для изделий Р-16, Р-26 и Р-36 даны с рамами и приводами.

Таблица 2

Предлагается ОКБ-586 разработать изделие Р-46 на базе двигателей РД-253 и РД-254. На 1-й ступени изделия должны быть установлены четыре двигателя РД-253, на II-й ступени изделия — один двигатель РД-254, на III-й ступени — четыре двигателя РД-252 с тягой по 10,5 тонн и удельной тягой в пустоте 325 сек на том же топливе (АТ+ДМГ), разрабатываемые нами для III-й ступени изделия Р-36. Стартовая тяга составляет 4x151=604 т, оптимальный стартовый вес — 360÷400 т. Тяга двигателей: II-й ступени — 175 т, III-й ступени — 42 т. Минимальный диаметр корпуса 1-й ступени изделия определяется габаритами двигателя и составляет не менее 3,6 м. По-видимому, оптимальный диаметр будет заключаться в пределах 3,6÷4 м, что обеспечит возможность перевозки изделия по основным железнодорожным магистралям.

Диаметр корпуса II-й ступени изделия целесообразно принять одинаковым с диаметром корпуса 1-й ступени.

Описанный диаметр четырех двигателей III-й ступени составляет 2,4 м, поэтому диаметр корпуса III-й ступени целесообразно принять равным 3 м, что позволит использовать существующую оснастку.

Изделие Р-46 способно выводить на орбиту спутника Земли вес до 12 тонн, что позволит решать задачи обитаемой военной станции — спутника, связанные с разведкой и несением боевых зарядов. Причем станция, благодаря своему весу, будет способна нести также средства борьбы с антиспутниками, а также обеспечивать периодическую смену экипажа.

Создание Р-46 явится логическим шагом, дальнейшим этапом, в развитии семейства ракет конструкции ОКБ-586 и двигателей к ним конструкции ОКБ-456.

Прошу Ваших указаний о проработке этого вопроса с целью внесения совместного официального предложения по разработке изделия Р-46, после того, как будет оформлено предложение по разработке изделия Р-36.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 1354 (150-153)



26.06.1961г.

В заключении 4 Управления ГУРВО по эскизному проекту двигателей для изделия Н-1 указывается на необходимость рассмотрения помимо выбранной топливной пары — азотного тетроксида и диметилгидразина — еще и смеси тетранитрометана с окислами азота, а также смеси диметилгидразина с гидразином и метилгидразина.

Эти рецептуры были рассмотрены в процессе работы над эскизным проектом и результаты доложены мною на ряде совещаний в 1960-61 гг.

1. Окислитель, состоящий из раствора четырехокиси азота в тетранитрометане (ТНМ-2, ТНМ-30), по энергетике практически не отличается от чистой четырехокиси азота: удельная тяга меньше на 1 единицу, а удельный вес больше на 0,1. В то же время температурный интервал жидкого состояния у тетранитрометанового окислителя (ТНМ-30) составляет от -24° до +34°С, вместо от -11° до +21,5°С для четырехокиси азота.

Однако оказалось, что эксплуатация растворов тетранитрометана с окислами азота сопряжена с опасностью взрыва, поскольку при проливах и в небольших остатках раствора происходит быстрое испарение более летучего окисла азота, а в остатке оказывается тетранитрометан, склонный к взрыву, особенно при небольших загрязнениях. Учитывая это обстоятельство, а также отсутствие в Советском Союзе производства тетранитрометана, на организацию которого потребовалось бы не менее 4 лет, от использования этого окислителя (ТНМ-2, ТНМ-30) пришлось отказаться.

Раствор в тетранитрометане помимо окислов азота еще и тринитрохлорметана (окислитель ТНМ-3) образует окислитель менее эффективный, чем четырехокись азота, именно, дает снижение удельной тяги на 7 единиц, при увеличении уд. веса топлива на 0,1. Кроме того, наличие хлора приводит к образованию токсичных продуктов сгорания.

Поэтому ТНМ-3 представляет еще меньший интерес, чем ТНМ-30 (70% тетранитрометана+ 30% четырехокиси азота).

2. Использование в качестве горючего раствора 50% диметилгидразина + 50% гидразина вместо диметилгидразина дает прирост удельной тяги для двигателя первой ступени у земли 2,7 единицы, а в пустоте 1,6 единицы и прирост удельного веса топлива лишь на 0,01. В то же время этот раствор значительно менее стабилен при хранении и в системе охлаждения двигателя, а также менее доступен, чем ДМГ.

На этом основании нами отдано предпочтение ДМГ.

3. Метилгидразин обеспечивает на 1 единицу большую уд.тягу и на 0,02 больший уд. вес топлива, чем диметилгидразин с тем же окислителем (АТ). Учитывая меньшую стабильность и отсутствие производства метилгидразина, предпочтение было отдано диметилгидразину.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 1354 (200-201)



10.11.1961г.

Согласно Постановлению ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 23 июня 1960 г. и в соответствии с согласованными и утвержденными Вами Техническими заданиями (письмо от 01.10.60г. и письмо от 09.09.61г.) в ОКБ-456 ведется разработка двигателей для I и II ступеней тяжелого носителя Н-1. В срок, предусмотренный упомянутым Постановлением (апрель 1961 г.), ОКБ-456 разработало и представило эскизный проект этих двигателей. Разработаны и спущены в опытное производство комплекты технической документации на двигатели и оснастку для их изготовления. В разной степени готовности находятся в производстве агрегаты двигателей (камеры сгорания, газогенераторы, насосы, турбины, автоматика). Готовы натурные макеты двигателя. Проведены экспериментальные исследования, позволившие решить задачу уменьшения наддува баков ракеты путем установки на входе двигателей эжекторов, вместо сложных и тяжелых бустерных насосных установок. Ведется стендовая холодная и огневая отработка экспериментальных агрегатов двигателя.

Двигатели I и II ступеней полностью унифицированы, за исключением закритической части сопла. По Вашему требованию двигатели разрабатываются на тягу 150 тонн у земли в однокамерном варианте.

На этапе эскизного проектирования разработка двигателей велась параллельно в трех вариантах, отличающихся составом используемых окислителей. В качестве горючего предусматривался диметилгидразин (ДМГ) как более эффективное горючее, чем углеводороды.

В итоге эскизной проработки для дальнейшей разработки двигателей был отвергнут азотнокислотный вариант как наименее эффективный, а из двух других вариантов предпочтение отдано азоттетроксидному, имеющему определенные преимущества перед кислородным.

Сравнение азоттетроксидного (АТ) и кислородного (О) вариантов показывает:

1. При использовании Н-1 на I ступени «АТ» вместо «О» вес полезного груза, выводимого на орбиту спутника Земли, оказывается больше. При использовании в Н-1 на I и II ступенях «АТ» вместо «О» вес полезного груза практически одинаков.

При этом ОКБ-456 гарантирует удельную тягу двигателя на «АТ» для I ступени — у земли 285 сек, в пустоте 316 сек, для II ступени — 330 сек.

Если же вместо АТ+ДМГ в I и II ступенях Н-1 использовать кислород с керосином («О» + Т-1), то вес полезного груза, выводимого на орбиту спутника, окажется меньше.

Сравнение проведено, принимая во всех случаях одинаковыми суммарную ёмкость и вес топливных баков. Если для уменьшения испарения кислорода имеется в виду использование экранно-вакуумной или иной изоляции баков ракеты, то это несколько ухудшит весовые показатели ракеты и сделает кислородный вариант еще менее эффективным.

Лишь для III и последующих ступеней Н-1 по энергетике кислородное топливо оказывается эффективнее, чем азоттетроксидное.

2. Окислитель АТ сохраняет жидкое состояние в интервале температуры от -11° до +21,5°С, но при наддуве лишь 1,5 атм сохраняет жидкое состояние до +40°С. При введении в окислитель 20% моноокиси азота (ОКА-50) жидкое состояние сохраняется в интервале от -40°С до 0°С, а при наддуве баков 2,6 атм в интервале от -40° до +20°С. При переходе с АТ на ОКА-50 удельная тяга повышается на 1 единицу, а уд. вес топлива уменьшается на 1%, т.е. эффективность не меняется.

Низкая температура кипения жидкого кислорода (-183°С) усложняет его эксплуатацию, так как требует применения средств переохлаждения кислорода. Применение этих средств связано с необходимостью дополнительного сооружения и использования рядом с ракетой Н-1 теплоизолированных ёмкостей с установкой для переохлаждения кислорода для обеспечения длительного хранения кислорода, аналогично тому, как это проектируется для обеспечения эксплуатации РД-108.

Если же хранить кислород непосредственно в баках ракеты Н-1, то эти баки придется утяжелить за счет веса теплоизоляции, что ухудшит летные характеристики ракеты. При этом сохраняется усложнение эксплуатации, связанное с применением машинной установки для переохлаждения кислорода без потерь на испарение этого окислителя.

В обоих случаях необходимы сооружение и эксплуатация установок для переохлаждения кислорода и на заводах изготовителях кислорода во избежание больших потерь кислорода при транспортировке к месту потребления.

Окислители АТ или ОКА-50 могут храниться непосредственно в баках ракеты Н-1 без применения тех усложняющих и удорожающих эксплуатацию средств, которые необходимы в случае кислорода.

3. По справке ГК СМ по Химии ожидаемая отпускная цена «АТ» составит в 1962-63 гг. 55 руб., в 1964-65 гг. 40 руб. за тонну, а для «ДМГ» — в 1962-63 гг. 1800 руб., в 1964-65 гг. 1200 руб. за тонну (уже в 1961 г. себестоимость ДМГ на основном заводе-поставщике (Комбинат №16) составляет 1600 руб. за тонну, хотя этот завод пока не имеет заказа, обеспечивающего полную загрузку располагаемой мощности). Стоимость «ОКА-50» и «АТ» практически одинакова, так как оба окислителя получаются на том же оборудовании за счет изменения технологического режима.

Для оценки затрат принимаем стоимость в ценах 1964-65 гг., т.к. с 1964 г. ожидается начало летных испытаний ракетоносителя Н-1. Стоимость непереохлажденного жидкого кислорода на момент заправки транспортировочной цистерны на заводе-поставщике составляет 41 руб. за тонну.

В топливе АТ+ДМГ содержится лишь 27,3% горючего (К] =2,67), в то время как в топливе «0»+ДМГ содержится 36,0% горючего (K_i =1,77). Но стоимость горючего в 30 раз больше стоимости окислителя. Таким образом топливо АТ+ДМГ (325 руб. за тонну) дешевле топлива «0»+ДМГ (458 руб. за тонну) в 1,4 раза, даже если не учитывать затраты, связанные с обеспечением переохлаждения кислорода.

Если сравнивать топливо АТ+ДМГ с менее эффективным для рассматриваемого случая применения (I и II ступени Н-1) кислородно-керосиновым топливом, то последнее было в 8 раз дешевле (K_i =2,54; стоимость керосина Т-1 — 39 руб. за тонну), если бы не было затрат на переохлаждение кислорода.

При оценке затрат на переохлаждение кислорода для исключения его потерь от испарения необходимо учитывать не только стоимость затрачиваемой электроэнергии, как это иногда делают, а стоимость изготовления установок для переохлаждения, эксплуатируемых на заводе изготовителе кислорода и у места потребления, стоимость их амортизации и обслуживания, содержания соответствующего штата, стоимость изготовления баков-хранилищ с экранно-вакуумной изоляцией, устанавливаемых как заправочные баки рядом с ракетоносителем.

При такой объективной оценке фактической стоимости тонны переохлажденного кислорода он неизбежно оказывается в несколько раз дороже, и при этом усложняется его эксплуатация по сравнению с эксплуатацией высококипящих окислителей.

Производство АТ по существу полностью обеспечено необходимым мощностями, так как АТ является промежуточным продуктом в процессе производства азотной кислоты.

4. Топлива АТ+ДМГ и ОКА-50+ДМГ являются самовоспламеняющимися парами, в отличие от кислородных топлив, и поэтому не требуют зажигательных устройств, автоматически обеспечивая зажигание при пуске, что существенно упрощает конструкцию и эксплуатацию двигателя и повышают его надежность. Это особенно важно в случае I и II ступеней Н-1, на которых используется суммарно 30 двигателей и вопрос синхронности и безотказности их зажигания и запуска является весьма серьезным.

Наличие самовоспламеняющихся компонентов топлива на борту не снижает надежности ракеты с точки зрения возможности возникновения пожара, так как для возникновения очага горения необходима негерметичность магистралей одновременно обоих компонентов топлива, что маловероятно; на кислородных ракетах возможно возникновение пожара на борту при негерметичности только магистрали кислорода, ввиду летучести последнего, обусловленной низкой температурой кипения, и отсутствием инертных примесей. В то же время обеспечение герметичности соединений для жидкого кислорода, из-за его низкой температуры, сложнее, чем для высококипящего окислителя. Действительно, при летных испытаниях Р-14 и Р-16 не было ни одного случая возникновения пожара из-за негерметичности магистралей, тогда как при работах с кислородными ракетами такие случаи отмечались неоднократно.

5. В отличие от кислородных топлив, топлива АТ+ДМГ и ОКА+ДМГ обладают столь малой задержкой самовоспламенения, что обеспечивают высотный запуск двигателей (в вакууме) без применения каких-либо дополнительных средств и устройств, чем резко повышается безотказность и надежность двигательной установки, особенно учитывая, что на II ступени Н-1 устанавливается 6 двигателей, подлежащих одновременному запуску в пустоте.

6. Опыт работы ОКБ-456 показал, что двигатели на азотнокислотных окислителях, содержащих 27% АТ (АК-27), и на чистом АТ обладают более устойчивым процессом сгорания и менее склонны к высокочастотным колебаниям, чем двигатели, использующие менее активные, не самовоспламеняющиеся кислородные топлива.

Поэтому мощные двигатели на АТ+ДМГ более надежны в эксплуатации, а доводка их может быть осуществлена с меньшими затратами и в более короткие сроки, чем кислородных двигателей.

Основанием такого заключения является опыт работы ОКБ-456 по созданию двигателя на высококипящих окислителях для Р-12, Р-14, Р-16, Р-26 и Р-36, и на кислородных топливах для Р-1,Р-2, Р-5, Р-7, Р-9 и 63С1.

7. Опыт работ ОКБ-456 показывает также, что на всех двигателях, использующих кислородное топливо, неоднократно имели место случаи самовоспламенения и взрывов агрегатов кислородных магистралей (насосы, агрегаты автоматики, испарители, теплообменники), вызывавшиеся наличием трущихся металлических поверхностей и случайными незначительными загрязнениями в среде жидкого кислорода. В то же время, в процессе многолетней работы с двигателями, использующими высококипящие топлива, подобных случаев никогда не наблюдалось.

8. В коррозийном отношении и в отношении стабильности окислители АТ и ОКА-50 обладают несравненно более благоприятными характеристиками, чем АК-27, причем, настолько, что не требует ингибиторов и допускают многолетнее хранение в ёмкостях из обычной углеродистой стали или алюминия.

9. Топлива на основе АТ и ДМГ, в отличие от кислородно-керосиновых, обладают токсичностью. Однако за все время производства и эксплуатации АК-27 и ДМГ не было зафиксировано случаев отравления при условии соблюдения правил эксплуатации.

10. Высокоэффективная экранно-вакуумная изоляция и установки для переохлаждения разработаны и существуют в США уже несколько лет. Однако межконтинентальные ракеты «Атлас» и «Титан», в первых вариантах разработанные в США на базе кислородно-керосинового топлива, в настоящее время срочно переделываются под АТ+ДМГ с гидразином («Атлас F» и «Титан II»).

При этом имеется в виду обеспечить возможность сохранения длительного (годами) боедежурства заправленных ракет с готовностью к пуску 1 минута.

Для всех вторых ступеней ракет «Тор» и «Атлас» в США уже несколько лет используются только азотнокислотные и азоттетроксидные окислители с ДМГ.

Подводя итог изложенному фактическому материалу, получаем для I и II ступеней тяжелого носителя типа Н-1:

1) Использование кислорода с керосином энергетически дает меньший эффект (на орбиту выводится меньший полезный груз), чем при азотном тетроксиде с ДМГ, а использование кислорода с ДМГ не дает энергетических преимуществ.

2) Стоимость кислорода с ДМГ существенно больше, чем азотного тетроксида с ДМГ. Стоимость кислород-керосинового топлива не на много меньше стоимости азотного тетроксида с ДМГ, учитывая затраты на изготовление и эксплуатацию баков-хранилищ переохлажденного кислорода и установок для переохлаждения.

3) Эксплуатация кислородных топлив сложнее, чем азоттетроксидного, не требующего комплекса средств для обеспечения переохлаждения и допускающего длительное хранение в заправленных баках ракеты без опасности испарения и гидравлических ударов.

4) Азоттетроксидные двигатели конструктивно проще и надежнее кислородных, так как не требует специальных средств для обеспечения зажигания и высотного запуска и менее склонны к высокочастотным пульсациям давления.

Таким образом, для рассматриваемого конкретного случая применения азоттетроксидные двигатели позволяют удовлетворительно решить задачу без потерь в энергетике, без существенной разницы в стоимости по сравнению с кислородным вариантом I и II ступени Н-1, но будучи конструктивно и в эксплуатации проще и надежнее, проще в доводке и могут быть созданы в более короткий срок, чем кислородные двигатели.

Итоги сравнения кислородного топлива с азоттетроксидным позволяют принять однозначное решение в пользу топлива АТ+ДМГ для I и II ступеней Н-1.

Если ОКБ-1 сочтет более правильным использовать ОКА-50 вместо АТ, с этим можно согласиться.

Имея известное Вам неоднократное, прямое, личное указание товарища Н.С.Хрущева об ответственности ОКБ-456 за разработку мощных двигателей для носителя более тяжелого, чем на базе Р-7, и учитывая необходимость всемерного форсирования крайне трудоёмких работ по разработке конструкции и подготовке серийного производства этих двигателей, прошу Вас не замедлить с выбором топлива для I и II ступеней носителя Н-1.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 1354 (253-259)



14.11.1961г.

В эскизном проекте двигателей для I и II ступеней тяжелого ракеты-носителя Н-1, выполненном ОКБ-456 и представленном в апреле 1961 г., в результате всесторонней проработки в качестве компонентов топлива были выбраны высококипящие компоненты: азотный тетроксид и диметилгидразин.

В связи с тем, что до настоящего времени ОКБ-1 ГКОТ не сообщило о своем решении, а дальнейшая задержка может отразиться на сроках создания Н-1, в ОКБ-1 было доставлено из ОКБ-456 письмо от 10.XI.61 г. с изложением результатов сравнительной оценки азоттетроксидного и кислородного топлив и просьбой ускорить выбор топлива.

Совместное обсуждение этого письма с тов. Королевым С.П., проведенное 10.XI.61 г, не привело к единому мнению.

В связи с важностью затронутого вопроса и необходимостью его решения в ближайшем будущем, направляю Вам копию письма от 10.XI.61 г.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Apx.N2 1354 (225)



24.11.1961г.

Глубокоуважаемый Мстислав Всеволодович!

В прилагаемой копии письма ОКБ-456, отправленного в ОКБ-1 ГКОТ 10 ноября с.г., приводятся результаты сравнения кислородных и азоттетроксидных топлив с точки зрения целесообразности их использования в тяжелом носителе Н-1.

Согласно расчетам, выполненным в НИИ-88, при использовании АТ+ДМГ вместо O₂+T-1 на всех трех ступенях носителя Н-1 вес полезного груза, выводимого на орбиту спутника Земли (Н=300 км), возрастет, а стартовый вес Н-1 увеличивается на 14% за счет заправки более тяжелым топливом баков того же веса и объема.

Учитывая эксплуатационные удобства, связанные с применением высококипящего окислителя АТ, и возможность создания надежно работающего двигателя на этом окислителе в более короткие сроки, чем кислородного, ОКБ-456 считает целесообразным использовать на всех трех ступенях унифицированные двигатели 11Д43 и 11Д44 конструкции ОКБ-456 на топливе АТ+ДМГ (отличаются только высотностью сопла).

Количество двигателей, устанавливаемых на носителе Н-1, составит 32 шт.: на 1-й ступени — 24, на 2-й ступени — 6, на 3-й ступени — 2.

ПРИЛОЖЕНИЕ: Копия письма, на 7 листах, только в адрес.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№1354 (233)



29.11.1961г.

Направляю Вам альбом, содержащий краткие сведения по основным разработкам ОКБ-456. В альбоме приведены характеристики и назначение жидкостных ракетных двигателей, разработанных за последние 15 лет (1946-61 гг.), а также предлагаемых для разработки на ближайшие 7 лет (1961-67 гг.).

Дополнительно докладываю следующие соображения.

Исключение разработок кислородных и азотнокислотных двигателей из перспективной тематики ОКБ-456 не должно рассматриваться как недооценка этих окислителей и объясняется тем, что ОКБ-456 не может охватить все направления в дальнейшем развитии ракетных двигателей и вынуждено выбирать из них наиболее оптимальные.

АК-27 может с большим эффектом использоваться и в дальнейшем для решения частных задач, где по условиям эксплуатации требуется широкий температурный интервал жидкого состояния окислителя, а вопросы энергетики не являются определяющими.

Разработка другими ОКБ кислородных двигателей также должна поддерживаться, так как такие двигатели представляют несомненный интерес для развития ракетной техники, кроме того, успешное решение задач переохлаждения кислорода и хранения без потерь позволит использовать этот опыт при эксплуатации и других криогенных топлив (фтор, водород).

Выбранное ОКБ-456 новое направление азоттетроксидных двигателей — является оптимальным по энергетическим и эксплуатационным свойствам для обеспечения двигателями 1-й и 2-й ступеней тяжелого ракетоносителя Н-1. На базе этих же двигателей для Н-1 может быть создана в более короткий срок вдвое более легкая ракета Р-46, способная с помощью третьей ступени на том же высококипящем топливе вывести на орбиту груз около 30-35 тонн при стартовом весе ракеты 1000-1200 тонн. В отличие от Н-1 ракета Р-46, имеющая блочную конструкцию, допускает транспортировку по железным дорогам.

Перевод ракеты Р-16 на азоттетроксидное топливо с соответствующим переконструированием ракеты и двигателей позволит достичь удельные тяги более высокие, чем на Р-7 и с помощью третьей ступени на том же высококипящем топливе вывести на орбиту груз до 4,5 тонн весом. При этом стартовый вес такой ракеты (Р-36) будет почти вдвое меньше, чем у 8К78 на базе Р-7, весящей 305 тонн.

Естественно, что ракеты Р-36 и Р-46 в первую очередь предназначаются для решения задач баллистических ракет земля-земля.

Другое новое направление в разработках ОКБ-456, предусматривающее использование тоже высококипящей топливной пары — перекись водорода с пентабораном, является поисковым и относится к научно-исследовательским работам, в связи со сложностью проблемы удовлетворительного сжигания этого топлива в двигателе. Положительное решение этой проблемы позволило бы создать двигатели с удельной тягой на 50 единиц большей, чем при АК-27 с ДМГ.

Третье направление в разработках ОКБ-456 основывается на использовании фторных топлив, на базе которых могут быть созданы жидкостные ракетные двигатели предельной эффективности, с максимальной удельной тягой (до 464 сек) для космических (военных и исследовательских) ракет.

Главный конструктор ОКБ-456 В.П.ГЛУШКО
Арх.№1354 (239-241)



12.01.1962г.

В связи с выполнением Вашим институтом по Постановлению ЦК КПСС и СМ СССР от 23 июня 1960 г. №715-296 разработок специальных покрытий согласно ТЗ ОКБ-456 сообщаю следующее:

1. В настоящее время ОКБ-456 подготовило в смежных организациях (НИИ-1 и НИИ-88) серию модельных испытаний с целью проверки работоспособности защитных покрытий и соединений элементов составного блока между собой в условиях, приближенных к натурным. Сейчас, когда испытательные установки уже переданы нами указанным организациям, проведение испытаний лимитируется поставкой образцов, протекающей со значительными отставаниями по срокам...

Следует отметить, что ряд работ по заданиям ОКБ-456 лабораторией №1 выполняется со значительными задержками. Так блоки — имитаторы с рессорами, поставленные в ИГИ еще в сентябре 1961 г., были покрыты лишь к концу декабря 1961 г., а натурные блоки длиной 100 и 150 мм не были запущены в работу до самого последнего времени.

2. В технологической разработке ТВЭЛ конструкции ОКБ-456 важнейшей задачей является разработка методов диффузионного соединения элементов составного блока между собой. Ответственными по Постановлению за данную разработку являются ВИАМ и ИФХ. Однако, обсуждение принципиальных возможностей технологических процессов, разработанных лабораторией №1 ИГИ, выявило целесообразность проведения в лаборатории разработки технологии диффузионного соединения элементов составного блока (в поисковом порядке). Подтверждаю чрезвычайную заинтересованность ОКБ в данной разработке.

3. Особо обращаю Ваше внимание на то обстоятельство, что до настоящего времени ни одной специализированной организацией еще не разработано защитное покрытие ТВЭЛ, стойкое в среде чистого водорода при температурах порядка 3000°К и длительном ресурсе (до 30 мин.).

Учитывая определяющий характер этой проблемы на весь ход разработки ЯРД, прошу Вас основное направление разработок лаборатории №1 по данной тематике подчинить задаче решения именно этой проблемы.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 82/1 (2-4)



19.02.1962г.

Рассмотрев предложение ОКБ-1, сообщаю по Вашему запросу.

Предложение принять за основное направление дальнейших работ по топливам ЖРД для МБР и ракет носителей применение в качестве окислителя только кислорода и только углеводородных горючих типа керосинов, а в дальнейшем и водорода, в качестве горючего, сужает возможности развития ракетной техники и потому не может быть поддержано.

Мнение ОКБ-1 о нецелесообразности использования самовоспламеняющихся высококипящих топлив типа АК-27+ДМГ и АТ+ДМГ известно, но опровергается фактами. Утверждение в общем виде о низких энергетических характеристиках этих топлив необъективно, так как известно, что в многоступенчатых ракетах применение этих топлив на нижних ступенях может дать по энергетике больший эффект, чем кислородно-керосиновое топливо. Проработки ОКБ-1, показавшие меньшую эффективность применения АТ+ДМГ по сравнению с O₂ +керосин, сделаны применительно к конкретной конструкции ракеты-носителя Н-1 и не подтверждаются проработкой ОКБ-586, выполненной для конструкции ракеты-носителя на базе Р-56. Таким образом, можно считать, что конструктивная схема Н-1 является неоптимальной для рассматриваемого класса тяжелых ракет-носителей.

Высокая токсичность ДМГ не приводит к неприятным последствиям при условии соблюдения инструкций по эксплуатации, а цена его снижается из года в год. С 1964 г. отпускная цена ДМГ будет составлять 1200 руб. за тонну.

Однако использование этих высококипящих азотнокислотных топлив позволяет проще решать вопросы хранения и эксплуатации в связи с их стабильностью, позволяет создать более надежные конструкции двигателей в отношении устойчивости рабочего процесса, не требующие зажигательных устройств и систем вакуумного запуска, менее взрывоопасные и т.п. (подробнее см. письмо ОКБ-456 исх. от 14.11.61г.).

По этой причине правильнее считать целесообразным использование в ракетной технике в качестве окислителей не только жидкого кислорода в паре с керосинами и с водородом, но и азотнокислотных окислителей в паре с самовоспламеняющимися горючими (ДМГ). Причем каждый окислитель должен применяться в тех случаях, когда это является наиболее оправданным. Для каждого окислителя существуют области наиболее рационального применения.

Аналогичное положение существует и с использованием жидкого фтора как окислителя. Действительно, фторо-водородное топливо позволяет разрабатывать двигатели с удельной тягой 464 сек при удельном весе топлива 0,75, в то время как кислородно-водородное топливо обеспечивает удельную тягу, по крайней мере, на 20 единиц меньшую и при удельном весе топлива в 1,8 раза меньшем (0,42). Таким образом, фторо-водородное топливо по эффективности существенно превосходит кислородно-водородное топливо, не привнося ничего нового в отношении криогенной техники, так как температуры кипения соответствующих компонентов сравниваемых топлив практически не отличаются.

В отношении агрессивности фтора проблема технически решается путем применения определенных доступных конструкционных материалов на алюминиевой, медной, никелевой или стальной основе с соблюдением обязательного требования чистоты в рабочих полостях конструкций. Конечно, обычные конструкции баков ОКБ-1 с накладными стрингерами и шпангоутами в принципе непригодны, так как в щелях между этими силовыми элементами и стенками баков неизбежно задерживаются металлические частицы и другой мусор, который мы в изрядных количествах извлекаем из двигателей после их работы с питанием от этих баков ракеты.

Однако при использовании более прогрессивных конструкций баков ракеты и передовой технологии изготовления и обработки баков может быть обеспечена чистота, необходимая для работы со фтором (см. конструкции ОКБ-586 и ОКБ-52).

По токсичности фтор не превосходит диметилгидразин и известны способы защиты при работе с этим окислителем.

Фторо-водородное топливо является наиболее эффективным источником химической энергии, уступающим по эффективности только ядерным источникам энергии, обладающим еще более сложными эксплуатационными характеристиками, связанными с токсичностью, радиоактивностью, тепловым и радиационным последействием после остановки двигателя, высокой стоимостью, и т.п. И тем не менее мало имеется сомневающихся в целесообразности ведения работ с целью создания ядерных двигателей.

Предложение ОКБ-1 продолжить исследования окислителей на основе хлорной кислоты и перекиси водорода совпадает с принятыми ранее решениями и возражений не вызывает.

Проведение работ для гибридных топлив также предусматривается ранее принятыми решениями (имеются в виду решения межведомственного совещания по топливам ЖРД в ГИПХе в 1961г.).

Однако представляется сомнительной целесообразность создания гибридных двигателей, сочетающих в себе недостатки, свойственные твердым и жидким ракетным топливам.

Предложение привлечь ряд научно-исследовательских организаций для разработки проблем получения и использования «затвержденных» газов и топлив на основе свободных радикалов и атомарных топлив представляется неконкретным в части постановки задачи перед этими организациями.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 1497 (37-39)

23.02.1962г.

По вопросу разработки ЖРД РД-501 на перекисеводородном-пентаборановом (ПВП) топливе сообщаю.

Разработка двигателя РД-501 на этом топливе была начата по предложению ОКБ-456 (исх. 2323 от 19.05.1960г.) в связи с тем, что эта пара высококипящих компонентов способна обеспечить удельную тягу на 54 единицы более высокую, чем АК-27 с ДМГ и на 40 ед. более высокую, чем АТ+ДМГ, принимая одинаковыми условия использования (одинаковые давления в камере и коэффициенты полноты сгорания, оптимальные коэффициенты избытка окислителя и т.п.).

Удельный вес используемой безводной перекиси водорода составляет 1,44 (20°), а пентаборана — 0,63 (18°). При этом расчетный удельный вес топлива составляет 1,03, принимая оптимальное значение соотношения компонентов (соотношение компонентов по весу — К₁ =2,15, а по объёму — К₂ =0,94; коэффициент избытка окислителя — α =0,5).

Безводная перекись водорода плавится при -2°С и кипит с разложением при +151,4°С, а пентаборан плавится при -47°С и кипит при +60°С.

Таким образом использование этого топлива при минусовых температурах не требует дополнительных мероприятий, если ракета пускается из шахты, в которой температура находится в пределах, или в космическом пространстве, где +5 ÷ 25°С потребная плюсовая температура обеспечивается подбором коэффициентов поглощения и отражения солнечного излучения поверхностью баков двигательной установки. В остальных случаях применения в зимнее время требуется подогрев окислителя.

Отличительной особенностью пентаборана является его высокая токсичность (большая, чем у ДМГ). Разработанная Институтом химической физики АН СССР присадка (0,5 — 0,8% йодистого этила) исключает самовоспламенение пентаборана на воздухе при эксплуатации.

Высокая температура кипения топлива в сочетании с весьма высокой удельной тягой двигателя на этом топливе представляют несомненный интерес, в результате чего использование этого топлива в ракетной технике заслуживает внимательного изучения...

Проблемным вопросом является выяснение возможности обеспечения достаточной полноты сгорания этого топлива в камере сгорания двигателя и изыскание необходимых для этого мер. Для решения этого вопроса привлечены НИИ-94 и ГИПХ ГК по Химии, проводящие по согласованной с ОКБ-456 программе экспериментальные исследования процессов сгорания этого топлива на своих стендах с использованием материальной части ОКБ-456.

Результаты огневых испытаний на модельных камерах сгорания ОКБ-456 к настоящему времени получены обнадеживающие. Этими институтами изучены также охлаждающие свойства компонентов топлива и средства разложения перекиси водорода (катализатор), предусмотренные схемой двигателя.

На данном этапе разработки двигателя РД-501, когда необходимо изучение ряда вопросов для выяснения возможности создания этого двигателя с высокими параметрами, разработка отнесена к научно-исследовательским работам...

На базе этого двигателя может быть создана межконтинентальная двухступенчатая микроракета (диаметр корпуса ракеты 1650 мм — под имеющуюся оснастку; на 1-ой ступени устанавливается 4 дв. РД-501 со стартовой тягой 4x8=32 тонны, на второй — 1 тот же двигатель, но с высотным соплом и тягой 10 тонн; стартовый вес ~20 тонн).

Кроме того, двигатель РД-501 с высотным соплом может иметь применение на верхних ступенях космических военных и исследовательских ракет...

В 1961 г. в ОКБ-456 разработана пневмогидравлическая схема и предэскизные компоновки двигателя РД-501 и входящих в него агрегатов. Изготовлены и испытаны 5 шт. модельных реакторов, изготовлены и проходят испытания в НИИ-94 21 шт. различных форсуночных головок, 20 шт. различных вариантов цилиндров и сопел камеры сгорания. Выдано техническое задание ГСПИ-7 на реконструкцию стенда №4 ОКБ-456 для огневых испытаний двигателя на пентаборановом топливе.

Подводя итог изложенному, прошу оказать поддержку в дальнейшем проведении научно-исследовательской работы по теме РД-501.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 1497 (70-73)



12.03.1962г.

В связи с обсуждением вопроса о дальнейшем развитии ракетостроения докладываю некоторые соображения о разработке тяжелых ракетоносителей.

1. Для вывода полезного груза на орбиту спутника Земли с 1957 г. СССР располагает тяжелым ракетоносителем на базе Р-7, который непрерывно совершенствовался. В 1957-1958 гг. этот ракетоноситель использовался в двухступенчатом варианте, а с 1959 г. в трехступенчатом варианте с различными двигателями на третьей ступени. Максимальная грузоподъемность этого ракетоносителя достигла в 1961 г. ~6 тонн при высоте орбиты около 300 км и этим исчерпываются наши возможности в настоящее время. Дальнейшее возможное совершенствование этого ракетоносителя не обещает существенного улучшения его характеристик.

2. Учитывая необходимость обеспечения дальнейшего развития тяжелого ракетостроения, сложность и длительность разработки мощных двигателей и отсутствие задела перспективной тематики в этом направлении, мною в 1956 г. было внесено предложение заблаговременно приступить к разработке более тяжелого ракетоносителя Р-8 /исх. ОКБ-456 от 22.08.56г. в адрес ОКБ-1, копии т.т. Рябикову В.М., Устинову Д.Ф., Неделину М.И./. Схема ракеты предлагалась блочной /типа Р-7/ с двумя двухкамерными двигателями по 100 тонн тяги каждый в блоке. Стартовая тяга всех двигателей — 1000 тонн /стартовый вес ~650т/. Удельная тяга двигателя повышена, топливо-кислород с керосином или ДМГ. В ОКБ-456 были проведены предварительные проработки предлагавшегося двигателя РД-109 с тягой 200 тонн в четырехкамерной компоновке /исх. ОКБ-456 от 27.8.56г. в адрес ОКБ-1 и др./.

Предложение разработать ракету Р-8 было поддержано М.И.Неделиным, но отвергнуто ОКБ-1.

В 1960 г. мною было предложено осуществление тяжелого ракетоносителя Р-10 на базе двигателя 8Д716, разрабатываемого в ОКБ-456 для ракеты Р-9А /исх. ОКБ-456 от 12.02.60г. в адрес ОКБ-1 и т.Руднева К.Н./. Ракета — семиблочной транспортабельной конструкции со стартовым весом 1500 т, с трехступенчатым носителем с унифицированными двигателями по всем трем ступеням. Двигатели с Р-9 обладают в 1,5 раза меньшим весом на единицу тяги и на 0,76 м короче двигателей для Р-7, при вдвое большей тяге и увеличенной удельной тяге на 17-20 единиц. Использование этих двигателей позволяло в относительно короткие сроки создать тяжелый носитель, существенно превосходящий по грузоподъемности и Р-7 и Сатурн-1.

Вторая часть этого же технического предложения основывалась на том, что разработка в ОКБ-456 мощных однокамерных двигателей, предельных возможностей по характеристикам, позволит впоследствии на их базе создать еще более тяжелую ракету-носитель Р-20 со стартовым весом 2100 т, тоже блочной конструкции с двигателями, унифицированными по всем ступеням.

ОКБ-1 отвергло эти предложения. В связи с позицией, занятой ОКБ-1, и учитывая остро назревшую надобность в безотлагательной разработке более мощного ракетоносителя, чем Р-7, для обеспечения дальнейшего развития работ по освоению Космоса и сохранения приоритета Советского Союза в этой области, я обратился с аналогичным предложением в ОКБ-586 по созданию ракетоносителя семиблочной конструкции стартовым весом 2000 т на унифицированных по всем ступеням мощных однокамерных двигателях конструкции ОКБ-456 /исх. ОКБ-456 от 22.03.60г. в адрес ОКБ-586 и т.Руднева К.Н./.

ОКБ-586 активно и благожелательно отнеслось к этому предложению, творчески доработало его, но загрузка, связанная с разработкой ракет Р-14 и Р-16, не позволила добиться разрешения на создание этой ракеты /Р-100/.

В связи с развертыванием в США интенсивных работ по созданию ракетоносителя Сатурн с вдвое большей грузоподъёмностью, чем у Р-7, и затяжным характером работ по созданию ракет со стартовым весом 1500-2000 т, в 1960 г. мною, в соответствии с договоренностью с руководством ГКОТ, было внесено предложение по разработке тяжелого ракетоносителя на базе Р-7 и двигателя, разрабатывавшегося в ОКБ-456 для ракеты Р-9 /исх. ОКБ-456 от 30.04.60г. в адрес ОКБ-1, копии т.т.Устинову Д.Ф. и Рудневу К.Н./.

1-я ступень ракеты предлагалась состоящей из шести блоков того же диаметра, что на Р-7 или на Р-9, но увеличенной длины, с двигателями 8Д716 от Р-9, установленными на каждом блоке. На центральном блоке /2-я ступень/ предусматривалась установка 8Д716 с высотным соплом. С борта исключались перекись водорода и жидкий азот. Стартовая тяга такой ракеты составляет 850 тонн, вместо 406 тонн для Р-7, а стартовый вес вдвое больше, чем у Р-7.

На 3 ступень предлагалось установить 4 разрабатывавшихся в ОКБ-456 двигателя 8Д711 с тягой по 10 тонн и уд. тягой 345 ед.

Выход на летные испытания предлагалось осуществить в течение 1½ — 2 лет, что представлялось реальным при такой компоновке ракеты. Грузоподъёмность ракеты была бы больше, чем у Сатурн-1. Указывалось, что при этом сохраняется возможность одновременно вести разработку более совершенной и тяжелой ракеты Н-1 по проекту ОКБ-1, имея для этого достаточно времени в будущем и не подвергая риску сохранение ведущей роли СССР в ракетной технике.

Однако ОКБ-1 отвергло и это предложение, считая целесообразным не отвлекаться от разработки значительно более тяжелого носителя Н-1, с грузоподъёмностью около 70 тонн. Естественно, что создание такого мощного ракетоносителя потребует значительно больше времени и открывает для США возможность перехватить инициативу в дальнейшем развитии ракетной техники и проникновении в Космос.

3. В 1961г. мною было сделано предложение ОКБ-586 по разработке трехступенчатой ракеты Р-46 со стартовым весом 400 т и грузоподъемностью до 12 т, с однокамерными двигателями тягой по 150 тонн разрабатываемыми в ОКБ-456 на азоттетроксид — диметилгидразиновом топливе /исх. ОКБ-456 от 03.04.61г. в адрес ОКБ-586 и тов. Руднева К.Н./. На 1-й ступени предусматривалась установка четырех этих двигателей, на 2-й ступени — одного, на 3-й ступени — четырех с общей тягой 42т /модификация 8Д710/.

ОКБ-586 приняло это предложение и представило соответствующие материалы в ГКОТ в 1961 г, не получившие дальнейшего движения.

В настоящее время ОКБ-52 ГКАТ вышло с предложением разрабатывать ракету УР-500 со стартовым весом 540 т, с использованием на 1-й ступени этих же двигателей ОКБ-456. Грузоподъемность УР-500 /14 тонн на орбиту высотой 300 км/ того же класса, что у американского «Сатурна-1».

Однако при этом не решаются вопросы сохранения преимущества СССР в Космосе.

4. В связи с успешным завершением работ по обеспечению обороны страны системой изделий Р-12, Р-14 и Р-16 ОКБ-586 ГКОТ выступило совместно с ОКБ-456 и другими организациями с предложением создания тяжелой ракеты Р-56 как следующего этапа работ по развитию ракетной техники.

Таким образом, в настоящее время имеется два предложения по созданию тяжелых ракет: Н-1 от ОКБ-1 и Р-56 от ОКБ-586.

Проектная грузоподъемность ракетоносителя Р-56 составляет 30 т при четырехблочной схеме и 70 тонн при семиблочной схеме, а у Н-1 — 73 тонны при той же высоте орбиты 300 км.

Так как обе ракеты проектируются таким образом, что предусматривается возможность одинаковой грузоподъемности /до 70 тонн/, то осуществление обоих проектов, особенно учитывая их большую стоимость, нецелесообразно. Необходимо выбрать одну из них.

5. Сравнение ракет Р-56 и Н-1 позволяет сделать вывод в пользу Р-56 по ряду причин. Во-первых, блочная схема ракеты Р-56 позволяет последовательно отработать её сначала в 4-х блочном варианте, затем в 7-блочном на базе тех же отработанных блоков. При этом возникает возможность более быстрой разработки изделия и в первую очередь на более актуальную грузоподъемность. Во-вторых, конструкция Р-56 из унифицированных блоков обеспечивает транспортируемость ракеты по железным дорогам. Моноблочная конструкция Н-1 лишена этих возможностей, что затрудняет ее использование, так как требует окончательного изготовления конструкции баков и ракеты на месте старта. В-третьих, ракетоноситель Р-56 выгодно отличается от Н-1:

а) меньшим количеством двигателей: 17 для 4-блочной конструкции и 28 для 7-блочной конструкции, вместо до 52 для Н-1 /от 34 до 52/;

б) унификацией двигателей по всем трем ступеням;

в) использованием высококипящих компонентов;

г) использованием самовоспламеняющегося топлива, что позволяет надежнее решить задачи: 1) зажигания в двигателях, 2) вакуумного запуска, 3) синхронного запуска многодвигательных установок.

В-четвертых, использование в Р-56 азоттероксидного топлива и ДМГ, менее склонного к высокочастотным колебаниям давления в камере сгорания, чем кислородные топлива, позволяет в более короткие сроки с меньшими затратами создать более надежные двигатели.

В-пятых, ракетоноситель Р-56 в 7-блочном варианте обладает меньшим габаритом и по диаметру и по высоте сравнительно с ракетоносителем Н-1 при одинаковом стартовом весе /2100 кг/ и практически одинаковой грузоподъемности /~70 тонн на орбиту высотой 300 км/. У обеих сравниваемых ракет число ступеней ракетоносителей одинаково и равно 3.

В-шестых, однокамерные двигатели с тягой 150 тонн с высокой удельной тягой и малым удельным весом на азоттетроксидном топливе уже год находятся в разработке в ОКБ-456 и в настоящее время поагрегатно проходят стендовые испытания, в том числе и огневые, в то время как кислородные двигатели на аналогичную тягу еще нигде не разрабатываются. Поэтому, учитывая также большую трудоемкость разработки кислородных двигателей, не остается сомнений в том, что срок окончания разработки Н-1 будет существенно позже, чем для Р-56.

К преимуществу Н-1 относится лишь меньшая токсичность используемого топлива и меньшая стоимость топлива, если не учитывать затраты на оборудование и эксплуатацию этого оборудования по обеспечению переохлаждения жидкого кислорода.

6. Изложенное не оставляет сомнений в том, что ракета Р-56 обладает столь существенными преимуществами перед ракетой Н-1, что выбор должен быть сделан однозначно в пользу Р-56.

7. В свете изложенного не представляется целесообразным объединение усилий ОКБ-1 и ОКБ-586 для совместной разработки Н-1. Разработка, например, 1-й ступени Н-1 силами ОКБ-586 даже по схеме Р-56 не спасает Н-1, так как получается гибридный ракетоноситель на четырех компонентах топлива и с 52 двигателями на борту. Эта не ракета, а склад двигателей. Обеспечение надежной работы такого количества двигателей является технически столь сложной задачей, что не представляется возможным назвать срок окончания разработки Н-1.

Ракетоноситель Р-56 при той же грузоподъёмности имеет вдвое меньшее суммарное количество двигателей /до 28/ и это количество следует считать близким к предельно допустимому.

Полезно вспомнить, что на ракетоносителе Р-7 используется суммарно лишь 6 двигателей, на УР-500 — 13 двигателей, Сатурн-1 — 14 двигателей. В проектах американских тяжелых ракетоносителей Сатурн-5 /стартовая тяга 3400 тонн/ — 11 двигателей, Нова /стартовая тяга 5440 тонн/ — 13 двигателей.

Если пойти на использование в Н-1 азоттетроксидного топлива вместо кислородного с сохранением моноблочной компоновки ракеты Н-1, то по расчетам ОКБ-1 при стартовом весе ракеты 2100 т вес полезного груза выводимого на орбиту высотой 300 км составит около 60 т, вместо 73 т при кислородном топливе. В то же время при выполнении ракеты на азоттетроксидном топливе по схеме Р-56 при практически том же стартовом весе по расчетам ОКБ-586 на орбиту выводится ~70 т.

Таким образом, схема Н-1 не является оптимальной, по крайней мере, для случая применения азоттетроксидного топлива.

8. Учитывая сложность и дороговизну тяжелых ракет со стартовым весом более 1000 тонн, представляется весьма желательным объединение усилий различных ракетных ОКБ для разработки такой ракеты. При этом достигается не только экономия средств, но и сокращение сроков разработки ракеты.

Заслуживает внимания то, что в США для разработки тяжелой ракеты Сатурн-5 привлечено несколько фирм: для разработки I ступени — Боинг, II ступени — Норт Америкен, III ступени — Дуглас. Выводимые на орбиту спутники различных назначений разрабатываются другими фирмами. Ракета, разрабатываемая Европейским объединением, осуществляется в такой кооперации: I ступени — Англия, II ступени — Франция, III ступени — ФРГ. В разработке головных частей выводимых на орбиту принимают участие перечисленные страны, Италия и др.

Нужно твердо установить, что для тяжелых ракет недопустима разработка в одном ОКБ и ракетоносителя и конструкций головных частей, выводимых на орбиту спутника Земли.

С этой точки зрения определяется и рациональная загрузка двух ведущих отечественных ракетных конструкторских бюро: ОКБ-586 и ОКБ-1. Именно, создаваться должна одна тяжелая ракета, причем ракетоноситель должно разрабатывать ОКБ-586, предложившее более рациональную компоновку /Р-56/. Унификация всех трех ступеней ракетоносителя Р-56 по корпусным блокам и двигателям исключает необходимость привлечения нескольких ОКБ для разработки этого носителя, сокращает затраты средств и времени, необходимые для создания ракеты. Выводимые же на орбиту головные части, спутники различных назначений и космические корабли со своими двигательными установками должны разрабатываться ОКБ-1 — единственным ОКБ, имеющим в настоящее время опыт в такого рода конструкциях.

ОКБ-586 понимает целесообразность такого разделения труда и поддерживает его с начала разработки Р-56. ОКБ-1 усматривало в этом ущемление своих интересов. Однако этот вопрос перерос компетенцию отдельных главных конструкторов и должен быть решен директивно на более высоком уровне.

В заключении необходимо особо отметить, что дальнейшая задержка с разработкой ракеты большей грузоподъемности, чем Сатурн-1 или УР-500 закрепит назревающее отставание Советского Союза в развитии ракетной техники со всеми вытекающими серьезными последствиями политического, военного и научного значения.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 1497 (62-69)

10.05.1962г.

В соответствии с решением совещания от 12 апреля 1962 г. в НИИТВЭЛ у тов. Якутовича М.В. сообщаю предложения ОКБ-456 по разработке ТВЭЛ ЯРД для включения в план института на 1962-1963 гг. (в уточнении письма н/исх. от 31 августа 1961 г.).

Разработка технологии изготовления и поставка урано-графитовых ТВЭЛ с активной зоной диаметром 13 мм, содержащей U-235 90% обогащения, для петлевых испытаний на РВД. Работа проводится в соответствии с Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР № 110-49 от 30.01.1962г. Потребное техническое задание и чертежи на разработку и изготовление ТВЭЛ'а будут направлены в ГК ИАЭ для передачи НИИТВЭЛ'у в мае с.г.

В качестве активной зоны ТВЭЛ'а предполагается использовать блоки, состоящие из двух центральных деталей составного блока конструкции ОКБ-456 (сердечника ЭБ0101-101 и цилиндра ЭБ0101-102) с наружной обечайкой, выполненной из чистого графита. Для сборки ампул, предназначенных для петлевых испытаний, должно быть поставлено в III квартале 1962 г. 10 кондиционных ТВЭЛ, состоящий каждый из 5 секций.

Разработка комплексной технологии изготовления ТВЭЛ с уран-графитовыми блоками составного типа диаметром 45 мм и поставка ТВЭЛ на испытания.

Разработка ТВЭЛ должна проводиться в соответствии с ТЦ н/исх. от 28 февраля 1961 г. Чертежи ТВЭЛ, разработанные для целей технологической отработки с использованием блоков — имитаторов, направляются с настоящим письмом.

Разработка распадается на два этапа.
а) Разработка технологии изготовления секций ТВЭЛ и поставка секций на испытания (по чертежу ПБ 1101-100В). Для проведения отработки ОКБ-456 поставляет в III кв. с.г. 20 и в IV кв. с.г. 60 блоков, изготовленных ФВНИИЭМ из графита марки 753 с средней пористостью около 20%.

Поставка секций с U-238 на испытания: 15-20 секций в I и II кв. 1963 г.
б) Разработка технологии сборки ТВЭЛ и поставка ТВЭЛ на испытания /по чертежу ПБ-1101-000В/.

Поставка ТВЭЛ на испытания:
II кв. 1963 г. — 5 ТВЭЛ с природным ураном;
III кв. 1963 г. — 5 ТВЭЛ с природным ураном;
IV кв. 1963 г. — 5 ТВЭЛ с U-235 90%-ного обогащения.

Одновременно с указанными разработками должна проводиться разработка методов контроля ТВЭЛ в соответствии с решением совещания от 16 апреля 1962 г. у тов.Данилова Ю.И.

Разработка ТВЭЛ с активной зоной, состоящей из вольфрама и соединения урана. ТЗ на технологическую разработку будет направлено в НИИТВЭЛ в мае с.г.

Исследование теплофизических и физико-механических свойств уран-графитовых материалов. Работа должна проводиться совместно с НИИ-88 ГКОТ по взаимной договоренности в соответствии с план-графиком, принятым на совещании в НИИ-88 (21 лаб.) 27 апреля с.г.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 82/1 (260-262)



31.05.1962г.

В настоящее время ОКБ-456 провело работу по выбору основных параметров двигателя большой тяги. Выбранные параметры будут использованы в качестве исходных при выполнении предэскизного проекта.

Целесообразно параллельно с указанными работами по двигателю вести поисковые работы по проектированию ракеты, на которую этот двигатель может быть установлен.

Желательно, чтобы эти поисковые работы по ракете велись непосредственно вслед за работой, связанной с созданием ракеты Р-56, на которой будет применяться двигатель 11Д43.

Ниже кратко излагаются соображения, на основании которых выбраны определяющие параметры двигателя /тяга, давление в камере, давление на срезе сопла/.

В проведенной работе были рассмотрены различные варианты двигателей с тягой до 1000 тонн. При давлении в камере сгорания порядка 150 ата рассматривались варианты двигателя с применением камер сгорания кольцевого типа, одной камеры сгорания обычной конструкции и блока нескольких камер сгорания обычной конструкции.

Из сравнения этих вариантов видно, что однокамерный двигатель с обычной камерой сгорания по экономичности и весовым характеристикам не отличается от двигателей других вариантов, но имеет примерно удвоенный размер по длине и поэтому применение его для больших тяг технически не оправдано. Все остальные варианты двигателей типа двигателя 11Д43, применение же их сопряжено со значительным усложнением изготовления и доводки.

Поэтому признано целесообразным обеспечивать дальнейшее увеличение тяги отдельного двигателя за счет повышения давления в камере сгорания.

При применении схемы двигателя с использованием для привода турбин двух рабочих тел /оптимальная схема для высокого давления в камере сгорания/ и применении материалов из числа осваиваемых в настоящее время и имеющих наиболее высокие прочностные характеристики оптимальным является давление в камере сгорания порядка 250 ата.

Переход от давления в камере сгорания 150 ата к давлению 250 ата не только существенно уменьшает размеры камеры сгорания, но и повышает её удельную тягу примерно на 8 сек. при прочих равных условиях. Однако дальнейшее повышение давления в камере сгорания приводит к значительному утяжелению двигателя из-за роста веса систем подачи и к снижению его надёжности, что не компенсируется ростом удельной тяги.

Высокое потребное давление после насосов, необходимое для обеспечения давления в камере сгорания 250 ата, целесообразно получать в двух последовательно работающих насосных агрегатах.

В связи с этим нерационально проектировать двигатель с высоким давлением в камере сгорания /250 ата/ и тягой 300 тонн, так как количество агрегатов /кроме камеры сгорания/ в таком двигателе и в двух двигателях с тягой 150 тонн /типа 11Д43/ практически остается одним и тем же. Двигатель с тягой 800+1000 тонн при давлении в камере сгорания 250 ата требует для подачи компонентов уже трёх последовательно работающих турбонасосных агрегатов. Это сопряжено со значительным усложнением схемы и увеличением количества агрегатов на двигателе; кроме того, существенно возрастает габарит двигателя, главным образом камеры сгорания. Так, например, для тяги 800 тонн при давлении в камере 250 ата и на срезе сопла — 0,8 ата длина камеры сгорания получается равной ~5200 мм, диаметр на срезе сопла 2900 мм. Все это, а также повышение относительного веса двигателя с ростом тяги, увеличение технологических трудностей при изготовлении крупногабаритных агрегатов, делают в настоящее время применение двигателя с тягой 800 тонн и больше нерациональным. Поэтому для разработки нового двигателя большей тяги выбрана средняя тяга, равная ~500 тонн.

Поскольку мощные двигатели предназначаются для установки на первую ступень ракет, оптимальное давление на срезе сопла лежит в пределах 0,6÷0,7 ата. В связи с тем, что в рассматриваемом диапазоне давлений на срезе сопла зависимость эффективной удельной тяги от давления на срезе довольно полога, а уменьшение габаритов камеры сгорания весьма желательно, принято давление на срезе сопла проектируемого двигателя, равное 0,8 ата.

На начальной стадии проектирования ракеты с применением рассматриваемого двигателя большей тяги следует ориентироваться на приведенные ниже основные параметры этого двигателя:

1. Компоненты топлива: окислитель — АТ, горючее — НДМГ.

2. Тяга двигателя у земли 500 тонн, в пустоте 540 тонн.

3. Давление в камере сгорания 250 ата.

4. Давление на срезе сопла камеры сгорания 0,8 ата.

5. Удельная тяга камеры сгорания на земле 300 сек.

6. Удельная тяга камеры сгорания в пустоте 323 сек.

7. Суммарный расход компонентов топлива 1667 кг/сек.

8. Соотношение компонентов топлива 2,67.

9. Минимальное давление на входе в струйный преднасос окислителя /сверх давления упругости паров/ 2,7 кг/см².

10. Минимальное давление на входе в струйный преднасос горючего /сверх давления упругости паров/1,5 кг/см².

11. Относительный вес залитого двигателя 7,6 кг/т. тяги.

12. Относительный вес не залитого двигателя 5,9 кг/т. тяги.

На прилагаемом к письму эскизе приведены основные габариты двигателя без струйных преднасосов, которые должны стоять на входе в насосы. Для предварительной компоновки следует принять следующие габариты струйных преднасосов:

для преднасоса окислителя — Æ 350 и длина L=2500 мм,

для преднасоса горючего — 2х Æ220 и длина L=1500 мм.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 1518 (50-53)

Направляю Вам предложения ОКБ-456 для включения в подготавливаемое ГКСМ по ИАЭ Постановление по дальнейшей разработке ЯРД. После рассмотрения предложения прошу представить в ГКАЭ от имени ГКОТ.

Указанный в предложениях срок разработки эскизного проекта верхней ступени тяжелого ракетоносителя, использующей ядерный ракетный двигатель с тягой 30-40 тонн конструкции ОКБ-456 — декабрь 1963 г. согласован мной лично с главным конструктором ОКБ-586 ГКОТ тов. Янгелем М.К.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО

1. Признать необходимым провести в 1963 г. научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы по ядерному ракетному двигателю с тягой 30-40 тонн в ОКБ-456 ГКОТ (головной исполнитель по двигателю) и на заводе «Большевик» ЛСНХ (лабораторно-производственная база разработки) и верхней ступени тяжелого ракетоносителя, использующей этот двигатель, в ОКБ-586 ГКОТ (головной исполнитель по ракетоносителю) с целью разработки эскизных проектов двигателя и верхней ступени ракетоносителя, исследования их основных характеристик, проведения необходимого объема экспериментальных исследований, изучения основных вопросов опытно-конструкторской разработки двигателя. Обязать ОКБ-586 ГКОТ выдать и согласовать с ОКБ-456 ГКОТ в 1 кв. 1963 г. ТЗ на разработку эскизного проекта двигателя. Признать необходимым также продолжить в ОКБ-456 ГКОТ научно-исследовательскую разработку ядерного ракетного двигателя с тягой 200 тонн с целью дальнейшего изучения возможных характеристик, областей применения, а также отдельных вопросов технологической и стендовой отработки.

2. Обязать соответствующие ведомства провести проектные и экспериментальные работы согласно прилагаемому плану работ.

3. Поручить ГКАЭ (созыв), ГКОТ, ВСНХ и др. ведомствам подготовить согласованные со смежными ведомствами в 3-х месячный срок со дня выхода Постановления мероприятия, обеспечивающие научно-исследовательские и опытные конструкторские работы по ядерным ракетным двигателям в ОКБ-456 ГКОТ, на заводе «Большевик» ЛСНХ и в смежных организациях — разработчиках, предусмотренных настоящим Постановлением.

4. Поручить МСМ СССР и ГКАЭ в 3-х месячный срок со дня выхода постановления разработать и представить на рассмотрение комиссии Президиума Совета Министров СССР по военно-промышленным вопросам предложения по организации промышленного производства вольфрама, обогащенного по изотопу 184, для изготовления тепловыделяющих элементов.

Поручить ГКАЭ (созыв), ГКОТ и др. ведомствам рассмотреть в 1 кв. 1964 г. выполненные ОКБ-456 и ОКБ-586 ГКОТ и смежными организациями — разработчиками эскизные проекты и представить в Совет Министров СССР планы дальнейших работ и свои предложения, рассмотренные комиссией Президиума Совета Министров СССР по военно-промышленным вопросом.

Арх.№ 82/11 (49-51)



08.01.1963г.

Применительно к использованию в качестве одного из компонентов топлива высокоэффективных жидкостных ракетных двигателей специального назначения нами рассматривается металлический бериллий. К применяемому с этой целью бериллию предъявляется только требование технической чистоты (примесей не должно быть более 1-2%); при этом, поскольку требований обеспечения специальных физических свойств (например, ядерных) к металлу не предъявляется, желательно использование наименее дорогостоящего продукта.

Потребные расходы бериллия на отработку двигателя ориентировочно оцениваются по годам следующим образом:

1965 г. 1966 г. 1967 г. 1968 г. 1969 г. с 1970 г. по 1980 г.

— 2т — 7т — 10т — 13 т — 13 т — 20-25 т ежегодно

Прошу Вашего указания о сообщении в наш адрес сведений относительно сырьевой и производственной обеспеченности и возможности снабжения ОКБ-456 указанными количествами металлического бериллия, а также стоимости наименее дефицитного (по химсоставу) бериллия в настоящее время и предположительной стоимости в последующие годы.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 1727 (5-6)


09.02.1963г.

За период почти двух с половиной лет, с 10 октября 1960 г. по 3 февраля 1963 г., было произведено 12 пусков самых тяжелых дорогих и сложных четырехступенчатых ракет 8К78 с целью достижения и облета Марса (5 ракет: 10.10.60г., 14.10.60г., 24.10.62г., 1.11.62г., 4.11.62г.) и Венеры (5 ракет: 4.2.61г.. 12.2.61г., 25.8.62г., 1.9.62г., 12.9.62г.) или посадки на них автоматической станции, а также для высадки на Луне автоматической научной станции (2 ракеты: 4.1.63г., 3.2.63г.). Ни одна из этих ракет не достигла цели и не выполнила основной поставленной задачи.

Анализ отказов с целью выяснения основной причины срывов показывает, что только при двух пусках из двенадцати ракета-носитель сработала нормально, т.е. наименее отработанной является ракета-носитель. Дальнейший анализ аварийных полетов ракет-носителей показывает, что первая и вторая ступени ракет-носителей во всех случаях выполнили свою задачу, хотя при этих 12-ти полетах запускалось 60 двигателей ОКБ-456. С третьей ступенью имели место ненормальности в двух случаях за 12 полетов (незапуск двигателя ОКБ-154 и дефект системы управления). С четвертой ступенью произошли все остальные аварии с ракетой-носителем, т.е. восемь аварий из десяти.

Таким образом, самым слабым звеном ракеты-носителя является четвертая ступень, на которую приходится 80% аварий. Половина отказов в работе четвертой ступени (4 из 8-ми) была вызвана ненормальной работой её двигателя конструкции ОКБ-1 (1.9.62г., 12.9.62г., 24.10.62г., 4.11.62г.). Если бы этот двигатель работал нормально, то из 12 пущенных ракет-носителей 6 выполнили бы свою задачу, вместо, фактически, двух. Иными словами, при использовании вместо двигателя ОКБ-1 надежного двигателя, число нормальных пусков ракет-носителей 8К78 возросло бы в 3 раза.

Двигатель ОКБ-1 находится в разработке пятый год. В двигателе используется замкнутая схема привода ТНА, однако, в сочетании с неоправданно низким давлением в камере сгорания (54,7 ата) и невысоким качеством конструкции этой камеры (пониженные качество смешения компонентов топлива и степень расширения газов), двигатель дает удельную тягу меньше, чем более простой и надежный двигатель того же класса, работающий по открытой схеме, что обесценивает применение в двигателе ОКБ-1 замкнутой схемы.

Действительно, камера сгорания двигателя 8Д710 конструкции ОКБ-456 обладает на ~ 20 ед. большей удельной тягой, чем камера сгорания двигателя ОКБ-1, а удельная тяга двигателя 8Д710, выполненного по открытой схеме, составляет 352 сек. против 340 сек. двигателя ОКБ-1, т.е. на 12 единиц больше. Следует отметить, что в двигателе 8Д710 используется НДМГ, т.е. более эффективное горючее, чем керосин, за счет чего удельная тяга повышена на 8 ед. В обоих сравниваемых двигателях в качестве окислителя используется жидкий кислород.

В двигателе ОКБ-1 используется титановая камера сгорания, как и в двигателе 8Д710. Однако удельный вес двигателя ОКБ-1 примерно в полтора раза больше, чем у 8Д710. Для последнего удельный вес в залитом состоянии составляет ~ 16,5 кг/т, включая вес сопловой системы управления выхлопными газами ТНА и системы наддува баков.

Тяга двигателя ОКБ-1 равна 6,8 т, а двигателя 8Д710 — 10,7 т. Таким образом, оказывается, что двигатель ОКБ-1, развивая примерно в полтора раза меньшую тягу, чем двигатель 8Д710, обладает, практически, одинаковым с ним весом.

Оценка надежности двигателя ОКБ-1 показана выше. Двигатель же 8Д710, используемый в качестве верхней (второй) ступени ракеты-носителя 63 С1 ("Космос"), прошел безотказно все стендовые испытания с ракетой (2 испытания) и все летные испытания (9 пусков).

Заниженные значения основных характеристик двигателя ОКБ-1 — по надежности, удельной тяге и удельному весу — являются следствием того, что ОКБ-1, не будучи двигательным ОКБ, не имеет необходимого опыта.

Учитывая изложенное, ОКБ-456 дважды предлагало ОКБ-1 использовать двигатель 8Д710 (исх. от 20.4.60г. и исх. от 28.5.61г.). ОКБ-1 не приняло эти предложения.

ОКБ-456 не сочло бы возможным третий раз предлагать ОКБ-1 двигатель 8Д710, если бы не крайняя озабоченность результатами 12 попыток пустить ракеты 8К78, тщетно предпринимаемых с 1960 г. В то же время очевидно, что продолжение пусков 8К78 с прежней техникой даст те же результаты, а поэтому недопустимо. Выполненные 12 попыток пуска более чем достаточны, чтобы убедиться в необходимости радикальных мероприятий.

Производство двигателей 8Д710 освоено, осуществляются поставки Министерству Обороны и другим заказчикам. В случае положительного решения ОКБ-456 может взять на себя поставки двигателей 8Д710 для обеспечения стендовых испытаний в НИИ-229 и летных испытаний в любые потребные сроки.

Хотя главной причиной использования двигателя 8Д710 является его большая отработанность и надежность, следует отметить, что при этом возрастает вес полезного груза, выводимого ракетой, т.к. двигатель обладает повышенной тягой и удельной тягой, при пониженном удельном весе.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 1727 (20-22)



20.03.1963г.

Разработками ЯРД с твердофазным реактором мы начали заниматься в 1957 г. К настоящему времени на эту тематику нашим ОКБ израсходовано 5 млн. руб., из которых — 80% приходится на работы, выполняемые по нашим заказам смежными организациями и 20% составляют затраты на содержание штата отд.82, состоящего из 65 человек.

До сих пор отдел 82 занимался лишь поисковыми работами, результаты которых представлены в предэскизном и эскизном проектах.

Параллельно с нашим ОКБ поисковые работы по ЯРД с твердофазным реактором проводились и в ОКБ-670 МАП.

В настоящее время готовится проект постановления Правительства, согласно которому в течение 1963-1966 гг. должна быть разработана и отработана до стадии летных испытаний конструкция ЯРД с твердофазным реактором. Затраты на создание подобного двигателя по предварительным расчетам составляют:

1·10⁸ руб — затраты на создание 10-й очереди испытательной базы (ЦИБа).

1·10⁸ руб — затраты на разработку конструкции, изготовление и доводку двигателя. (Примечания: 1. В указанную сумму не включены затраты на создание производственной базы. 2. В качестве производственной базы предполагается использовать завод "Большевик", г. Ленинград).

Если и дальше разработку ЯРД с твердофазным реактором вести параллельно в двух организациях, то суммарные затраты на эту тематику составят гигантскую сумму — 3·10⁸ руб! Правильно ли и дальше работы по ЯРД с твердофазным реактором вести параллельно в двух организациях?

Я считаю, что все дальнейшие работы по ЯРД с твердофазным реактором должны проводиться в одной организации, а именно в ОКБ-670 МАП.

Я могу привести следующие доводы в пользу этого предложения:
1. Наше ОКБ очень сильно загружено работами по ЖРД.
2. Двигатели с твердофазным реактором не имеют большой перспективы.
3. В отработке и эксплуатации ЯРД твердофазным реактором необычайно сложен.

В связи с таким предложением возникает вопрос — как поступить с отделом 82?

Может быть два предложения:
1. Расформировать отдел 82.
2. Поручить отделу 82 проведение новых поисковых работ.

Я считаю, что отделу 82 нужно поручить заняться проработками двигателя с газофазным реактором. В таком двигателе можно получить удельные тяги порядка 2000 — 2500 сек.

Положительным качеством, выгодно отличающим ЯРД с газофазным реактором от ЯРД с твердофазным реактором, является отсутствие теплового последействия.

Трудностей в создании ЯРД с газофазным реактором необычайно много. Одной из наиболее сложных проблем является улавливание газофазного делящегося вещества. Но заниматься этим двигателем безусловно нужно.

Двигатели с газофазным реактором могут создать новую эпоху в ракетной технике...

Глушко В.П. (заключительное слово)

По первому вопросу все присутствующие поддержали мое предложение о том, что нашему ОКБ не следует браться за опытно-конструкторскую разработку двигателя с твердофазным реактором. Что касается второго вопроса, то по нему мнения разошлись. Еще раз взвесив все за и против, я считаю, что проработками двигателя с газофазным реактором нам следует заняться. Поручать эти проработки ОКБ-670 МАП было бы неправильно, т.к. они увязнут в обилии сложных проблем по твердофазному ЯРД и не смогут уделить должного внимания проработкам по ЯРД с газофазным реактором...

Секретарь НТС АРТЮХОВ
Арх.№ 2042 (10-17)



05.04.1963г.

В течение последних нескольких лет в ОКБ-456 ГКОТ проведены эскизные разработки ЯРД с твердофазным реактором. Аналогичные работы параллельно проведены в ОКБ-670 ГКАТ. Полученные результаты проработки свидетельствуют о возможности создания ЯРД с твердофазным реактором, работающего на жидком водороде, с тягой несколько десятков или сотен тонн и удельной тягой до 950 сек.

С 1957 г. до настоящего времени ОКБ-456 затратило по этой теме на собственные работы и по договорам с другими организациями всего около 5 млн. руб. Для дальнейших работ по отработке образца двигателя с тягой 30-40 тонн до летных испытаний необходимо затратить не менее 100 млн. руб. собственно по двигателю и 100 млн. руб. для создания 1-й очереди центральной испытательной базы (ЦИБ).

При параллельной разработке двух образцов двигателя на те же параметры в ГКОТ и ГКАТ затраты увеличиваются еще на 100 млн. руб. Итого, в течение ближайших лет, необходимо затратить не менее 300 млн. руб.

В связи с необходимостью столь крупных затрат, при обсуждении проекта Постановления по ЯРД в ЦК КПСС возник вопрос о нецелесообразности дублирования разработки ЯРД в двух комитетах.

Тщательная проработка этого вопроса позволила прийти к выводу о целесообразности осуществления этой дорогостоящей разработки лишь в одном комитете. В США разработка аналогичного ЯРД с тягой 22,5 тонн ведется без дублирования фирмой Аэроджет-дженерал с субподрядчиком по реактору фирмой Вестингауз-электрик. В СССР дальнейшую разработку ЯРД следует сохранить в ОКБ ГКАТ.

Усилия ОКБ-456 ГКОТ предлагается направить на разработку другого, более перспективного типа ЯРД с газовым реактором. В обычном ЯРД с твердофазным реактором подогрев рабочего тела (водорода) не может заметно превышать 3000°К, так как лимитируется максимальной допустимой температурой твердого тепловыделяющего элемента (ТВЭЛа) реактора, что в принципе не позволяет достичь удельной тяги, превышающей 900-950 сек (американский ЯРД разрабатывается на удельную тягу около 800 сек). А так как удельная тяга 400-500 сек при значительно более плотном топливе может быть достигнута в ЖРД не требующих весьма ценного делящегося вещества, работающих без опасной ионизирующей радиации, в 6-7 раз более легких на единицу развиваемой тяги, то очевидно, что использование ЯРД с твердофазным реактором, приводящее к увеличению веса полезной нагрузки на несколько десятков процентов (при использовании только на третьей ступени ракеты), не сделает революцию в ракетной технике, хотя и продвинет эту технику вперед.

Другое дело ЯРД с газовым реактором. Здесь подогрев рабочего тела происходит в газоплазменном объеме, а конструкционные материалы находятся в допустимых пределах температуры и, теоретически, удельная тяга может достигать очень больших значений, измеряющихся несколькими тысячами единиц. Создание таких двигателей совершит подлинную революцию в ракетной технике, так как сделает возможной разработку одноступенчатых с несколькими двигательными установками ракет с тем же относительным весом полезного груза, что у современных самолетов. Более того, возникает возможность создания авиационных воздушно-космических аппаратов, способных решать качественно новые задачи и пригодных для многократного использования.

Для создания ЯРД с газовым реактором необходимо решить значительно больше сложных проблем, чем при разработке ЯРД с твердофазным реактором. К главнейшим проблемам относятся: инициирование и ведение ядерной реакции деления в газовом ТВЭЛе при температуре плазмы около 30000° и давлении около 500 атм; обеспечение передачи тепла излучением рабочему телу (водороду); исключение заметного перемешивание делящегося вещества (плутония) с рабочим телом; обеспечение почти полной сепарации делящегося вещества от рабочего тела и возвращение в замкнутый цикл питания реактора; охлаждение стенок конструкции при средней температуре рабочего тела около 10000°.

Еще недавно не представлялось возможным браться ОКБ даже за предэскизную проработку ЯРД с газовым реактором. К настоящему времени теоретическая разработка вопросов, связанных с этим ЯРД, выполняемая в основном НИИ-1 ГКАТ, продвинулась настолько, что совместную, в значительной мере поисковую работу ОКБ-456 с НИИ-1 можно считать своевременной, а потребные затраты на данном этапе умеренными.

ОКБ-456 ГКОТ (головной исполнитель) совместно с НИИ-1 ГКАТ (общее научное руководство), Физико-энергетическим институтом и Институтом атомной энергии ГК по использованию атомной энергии (научное руководство нейтронно-физической частью работ), заводом "Большевик" ЛСНХ (производственно-лабораторная база) и другими смежниками берется за разработку предэскизного проекта ЯРД с газовым реактором на жидком водороде, тягой около 200 тонн и удельной тягой около 2000 сек, со сроком окончания — 1965 г.

В этот же срок будет разработан и построен экспериментальный стендовый однотвельный двигатель для отработки рабочего процесса и должен быть создан стендовый комплекс для отработки экспериментального двигателя на объекте №240 МО СССР (наземная база ЛАЛ), где уже имеется огороженная площадка, дорога, лабораторный корпус, гостиница и др. сооружения. Дополнительные капиталовложения в базу ЛАЛ составят около 5 млн. руб. и предусматривают постройку стенда для однотвельного экспериментального двигателя, приемные емкости, рампу баллонов газообразного водорода на 800 атм, измерительный пункт, установку для получения жидкого водорода и горячую мастерскую.

Прошу поддержать предложение ОКБ-456, вносимое с целью более рационального использования располагаемых возможностей для развития ракетной техники.

Справка по предлагаемой разработке ЯРД с газовым реактором и материал для включения в проект Постановления ЦК КПСС и СМ СССР по ЯРД прилагается.

Главный конструктор ОКБ-456 ГКОТ, академик ГЛУШКО
Арх.№ 1727 (74-77)

06.05.1963г.

Выполненные в ОКБ-456 работы позволили прийти к следующим выводам, связанным с применением ядерных ракетных двигателей с газовым реактором (ЯРДГР) в ракетных конструкциях.

1. Представляется неоправданным создание в недалеком будущем ракет-гигантов, так как задачи доставки потребного полезного груза могут решаться при меньших стартовых весах, в связи с высоким значением удельной тяги ЯРДГР (2000-2500 сек). Поэтому теряется целесообразность разработок ЖРД для сверхтяжелых первых ступеней ракет с тягой каждого двигателя, измеряющейся тысячами тонн.

2. Для ракет-носителей, служащих для сообщения верхним ступеням первой или второй космической скорости, оптимальной становится двухступенчатая конструкция со следующей особенностью: на первой ступени используются ЖРД для подъема второй ступени с ЯРДГР на минимальную высоту, на которой допустим запуск ЯРДГР, учитывая заражение атмосферы радиоактивными продуктами, выделяемыми работающим двигателем.

Так как полеты самолетов совершаются на высотах около 10 км, и на этих высотах еще формируются облачные образования, вторая ступень ракеты должна включаться на больших высотах в интервале 15-20 км. Работа ЖРД первой ступени до больших высот невыгодна, поскольку удельная тяга этих двигателей во много раз меньше, чем у ЯРДГР (в 7-8 раз).

3. На первой ступени с малой высотой подъема в рассматриваемой двухступенчатой ракете-носителе целесообразно использовать ЖРД, работающие на тяжелом высококипящем топливе (АТ+НДМГ), так как в таких условиях использования это топливо энергетически более эффективно, чем кислородно-керосиновое и, будучи физически стабильным (долгохранимым) и самовоспламеняющимся, более эксплуатационно. Удельная тяга двигателей первой ступени на АТ+НДМГ может составлять 300-320 сек при удельном весе топлива 1,18 (см., например, 8Д420).

4. Становится более реальной возможность создания ракеты-носителя многократного использования, путем установки на таком летательном аппарате (воздушно-космическом) ВРД в качестве двигателей первой (не отделяющейся) ступени. ВРД может работать на водороде, сжигаемом в двигателе с кислородом воздуха, или по иной схеме. Максимальная высота полета на таких ВРД, как и при ЖРД, должна составлять 15 км. На второй ступени используется ЯРДГР.

Такой воздушно-космический корабль может многократно взлетать, приобретать космические скорости и садиться в заданном районе, совершая необходимые для этого маневры, с заправкой после каждой посадки на Землю.

5. В случае полета к планетам, их спутникам и обратно на ракете с ЯРДГР с целью увеличения веса полезного груза целесообразно использовать в качестве третьей ступени ЭРД многократного действия с удельной тягой 10000 — 20000 сек. ЭРД целесообразно включить после достижения ракеты с ЯРДГР второй космической скорости, что сократит время полета и избавит от необходимости весьма длительного набора второй космической скорости в связи с малой величиной тяги ЭРД. Таким путем удастся избежать медленного, длящегося многие недели разгона ракеты вокруг Земли по спирали, расположенной в трех радиационных поясах, окружающих нашу планету.

6. После создания ЯРДГР области возможного применения наиболее эффективных ЖРД, использующих криогенные топлива (кислород с водородом и фтор с аммиаком или водородом), настолько суживаются, что потребность в ЖРД на этих топливах станет сомнительной.

Действительно, достигаемые с помощью этих ЖРД удельные тяги (400-464 ед.) позволят решать ряд задач, не прибегая к трудно эксплуатируемому и дорогому ЯРД с твердофазным реактором, способным развить удельную тягу до 950 сек на жидком водороде. Однако картина качественно меняется при сравнении этих ЖРД на криогенных топливах с ЯРДГР, обладающем удельной тягой 2000 — 2500 сек.

Использование же этих криогенных топлив на первой ступени ракет не оправдано, так как не диктуется энергетической необходимостью, а связано со значительным усложнением и удорожанием изделия и его эксплуатации. При этом возрастут и габариты изделия.

7. После создания ЯРДГР потребность в ЯРД с твердофазным реактором вероятно отпадет, так как ЯРДГР обладает не только подавляющим энергетическим преимуществом (удельная тяга в 2-3 раза больше), но и эксплуатационным преимуществом, именно, практически отсутствием теплового и радиоактивного последействия, возможностью запуска и остановки в течение долей секунды, многократностью использования, потребностью примерно в 3 раза меньшем количестве делящегося вещества, полным отсутствием в двигателе ядерного горючего в процессе изготовления, так как заправка может осуществляться перед стартом.

8. ЖРД, помимо использования в первой ступени ракеты (тяга одного двигателя измеряется сотнями тонн), могут успешно использоваться и в других случаях, когда ЯРДГР и ЭРД оказываются непригодными. Например, для посадки и взлета с небесных тел, лишенных атмосферы, и для взлета с небесных тел, обладающих атмосферой (тяга одного двигателя измеряется десятками тонн). В этих случаях ЯРДГР непригодны, поскольку могут заразить поверхность небесных тел радиоактивностью. Кроме того, создание ЯРДГР с тягой в несколько десятков тонн в ближайшем будущем не представляется целесообразным по весовым показателям. ЭРД непригодны, так как развиваемая ими небольшая тяга неспособна преодолеть силу тяготения практически всех небесных тел, кроме мелких астероидов.

Доставка с Земли до небесных тел, а тем более хранение на их поверхности, криогенных топлив представляет значительные эксплуатационные трудности в связи с их физической нестабильностью. Поэтому ЖРД такого назначения должны использовать долгохранимые высококипящие топлива, однако, высокоэнергетические, так как доставка на далекие небесные тела малоэффективных топлив снижает вес несомого к цели полезного груза.

Для этих целей, помимо ЖРД на топливе АТ+НДМГ с удельной тягой 300-330 сек, представляют значительный интерес ЖРД с более высокой удельной тягой на таких высококипящих компонентах топлива как АТ+пентаборан, перекись водорода + пентаборан, АТ+бериллий+гидразин и перекись водорода+бериллий+гидразин. ЖРД на этих топливах способны развивать удельную тягу до 360-400 сек.

9. Изложенные соображения об областях рационального использования ЖРД на высококипящих и криогенных топливах, ЯРД с твердофазным и газовым реакторами и ЭРД могут предлагаться для реализации лишь после того, как возникнет уверенность в реальности создания в ближайшие годы ЯРДГР, подкрепленная экспериментальными исследованиями, включающими стендовые испытания опытного однотвельного двигателя с газовым реактором на рабочем режиме, достаточно близком к натурному (максимальные температура плазмы до 30000°, давление до 500 атм). Создание стендовой базы и экспериментального однотвельного двигателя намечено к концу 1965 г., а начало испытаний — в 1966 г. По-видимому, получение первых предварительных результатов вероятно к 1967 г. При благоприятном ходе отработки создание первого летного образца ЯРДГР (РД-600) можно ожидать к 1970 г.

10. Перспективный тематический план ОКБ-456 формировался в течение последних лет в направлении, изложенном в пунктах 1-9, и в настоящее время составлен на период до 1970 г. в соответствии с этими пунктами:
а) Прекращены дальнейшие разработки кислородных и азотнокислотных двигателей.

б) Ограничены разработки фторньгх двигателей образцами 8Д21 (фторо-аммиачный, тяга 10 тонн, удельная тяга 400 сек) и РД-350 (фторо-водородный, тяга 10 тонн, удельная тяга 464 сек; изучается). Филиал №1 ОКБ-456 приспосабливается для отработки агрегатов ЯРДГР на жидком водороде и ЖРД на высокоэнергетических высококипящих топливах с удельной тягой 360-400 сек, которые из-за токсичности (пентаборан, бериллий и его окись) нельзя испытывать на стендах ОКБ-456 в городе Химки.
в) Прекращены поисковые работы над конструктивными схемами ЖРД с тягой в несколько тысяч тонн в одном двигателе.
г) Основными разработками являются:

х) мощные двигатели для первой ступени ракет на топливе АТ+НДМГ с тягой 151 тонна (11Д43, уд. тяга 285 сек у земли и 316 сек в пустоте) и с тягой 600 тонн (8Д420, уд. тяга 300 сек у земли и 323 сек в пустоте);

хх) двигатели для верхних ступеней ракет с тягой 10-12 тонн на топливах: АТ+НДМГ (8Д725, уд. тяга 325 сек); АТ+пентаборан (РД-270, уд. тяга 365 сек; изучается); перекись водорода+пентаборан (РД-502, уд. тяга 380 сек); перекись водорода+30% бериллия в гидразине (РД-550, уд. тяга 400 сек; изучается);

ххх) ЯРД с газовым реактором и жидким водородом в качестве рабочего тела с тягой 200 тонн (РД-600, уд. тяга 2000 сек) для второй ступени ракеты.

Главный конструктор ОКБ-456, академик ГЛУШКО
Арх.№ 1727 (66-71)



27.06 1963г.

В заключении Ракетных войск (от 13.06.63г.) по перспективному тематическому плану работ ОКБ-456 на период до 1970 г. сообщается о поддержке ряда предложений ОКБ-456 по созданию перспективных образцов двигателей.

Вместе с тем в заключении сделаны замечания, по которым ниже приведены разъяснения:
1. ОКБ-456 сделан вывод о нецелесообразности разработок в ближайшее время сверхтяжелых ракет и ЖРД для их первых ступеней "с тягой каждого двигателя, измеряющейся тысячами тонн", т.к. создание ядерного двигателя с газовым реактором с удельной тягой 2000-2500 сек позволит выводить на орбиту спутника Земли полезный груз, составляющий 20-30% от стартового веса ракеты, вместо 2-3%, характерных для ракет, использующих только химическое топливо.

В связи с этим в ОКБ-456 прекращены поисковые работы над конструктивными схемами ЖРД "с тягой в несколько тысяч тонн в одном двигателе".

В заключении указывается на преждевременность прекращения проработок ЖРД с тягой в тысячу и более тонн с той мотивировкой, что проработка оптимальных схем таких двигателей задана ОКБ-456 и другим ОКБ Постановлением СМ СССР №631-257 от 26.6.62г. со сроком представления отчетов в III квартале 1963 г.

В действительности это Постановление предусматривает проработки схем ЖРД с тягой лишь до тысячи тонн. ОКБ-456 выполнило это Постановление в установленный срок (II квартал1963 г.) и пришло к выводу о целесообразности разработки ЖРД с тягой 600 тонн.

Таким образом, решение ОКБ-456 о прекращении поисковых работ по ЖРД с тягой в несколько тысяч тонн в одном двигателе не связано с упомянутым Постановлением Правительства.
2) Для решения технических проблем, связанных с использованием фтора в качестве окислителя, в заключении рекомендуется ограничиться разработкой одного образца двигателя. ОКБ-456 разделяет эту точку зрения. В пункте 106 письма ОКБ-456 указано, что разработка второго фторного двигателя (РД-350 на водороде) находится в стадии изучения.
3) В заключении указывается, что в план ОКБ-456 целесообразно включить разработку однокамерного двигателя на топливе АТ+НДМГ с тягой 50-80 тонн для первых ступеней перспективных малогабаритных межконтинентальных ракет. Однако такие двигатели разрабатываются в ОКБ-154 ГКАТ с тягой 51т для УР-200 и в ОКБ-19 ГКАТ с тягой 75 т для УР-200А. По-видимому, дублирование этих разработок нецелесообразно.
4) В заключении указывается на неоправданность разработок в ОКБ-456 трёх ЖРД с тягой 10-12 тонн для верхних ступеней ракет-носителей на высококипящих высокоэффективных топливах состава: AT + пентаборан, перекись водорода + пентаборан и перекись водорода + 30% бериллия в гидразине. Рекомендуется оставить в планах ОКБ поисковую работу по выбору наиболее рациональной топливной комбинации и создании на ней, в последующем, одного типа двигателя.

ОКБ-456 старается придерживаться такой же точки зрения. Так, на пентаборане в качестве горючего разрабатывается лишь один тип двигателя, использующий перекись водорода как окислитель (11Д11 с удельной тягой 375 сек, ранее обозначался РД-502). Двигатель на АТ+пентаборан лишь изучается (см. наше письмо) в качестве резервного на тот случай, если дальнейшая проработка выявит серьезные затруднения при осуществлении двигателя 11Д11.

В этом письме ОКБ-456 указано, что двигатель, использующий суспензию бериллия в гидразине, нами лишь изучается, т.к. еще не ясна возможность получения такой суспензии в достаточно стабильном состоянии, пригодном для эксплуатации.
5) В заключении справедливо указывается, что прежде, чем развернуть работы по ядерному двигателю с газовым реактором РД-600 необходимо обосновать выбор тяговых характеристик этого двигателя. Это имеется в виду сделать в процессе предэскизного проектирования двигателя путем изучения характеристик двигателя в интервале тяг 200-600 тонн. Этот интервал тяг указан в проекте Постановления ЦК КПСС и СМ СССР.

В настоящее время можно лишь отметить, что двигатели этого типа с тягой менее 200 тонн будут иметь совершенно неудовлетворительные весовые характеристики (уд. вес более 100 кг/т), а при тяге 600 тонн характеристики как двигательные, так и ракетные будут достаточно близки к оптимальным, но потребуются большие затраты на создание стендов для отработки двигателя.
6) В заключении делается критический вывод о тенденции ОКБ-456 к отходу от основной тематики — разработки двигателей для боевых ракет и сосредоточении основных усилий на создании двигателей для космических летательных аппаратов. В подтверждение этого вывода указывается, что в перспективном тематическом плане ОКБ-456 на период до 1970г. для боевых баллистических ракет предусмотрена разработка лишь одного двигателя для ракеты УР-500.

Согласиться с таким выводом не представляется возможности по следующим причинам.

Во-первых, для боевых баллистических ракет в ОКБ-456 разрабатывается не только двигатель для первой ступени ракеты УР-500, но и двигатели для первой, второй и третьей ступеней ракеты Р-56, а также двигатель 8Д420 с тягой 600 тонн для первой ступени ракет. Во-вторых, считать боевыми лишь баллистические ракеты и не относить к боевым космические ракеты в настоящее время не перспективно, а в ближайшем будущем будет невозможным. В ближнем к Земле космическом пространстве на орбитах спутниках Земли с помощью ракетных конструкций различного назначения будет решаться ряд чисто военных и боевых задач.

Главный конструктор ОКБ-456, академик ГЛУШКО
Арх.№ 1727 (84-87)