08.07.1963г.

Глубокоуважаемый Михаил Дмитриевич!

В число задач отделения физико-технических проблем энергетики входят и вопросы разработки проблем, обеспечивающих развитие в нашей стране ракетной энергетики.

Ракетная энергетика ближайшего будущего базируется на использования химических, ядерных и электрических источников энергии. В настоящее время в ракетных двигателях широко используются химические источники энергии, прежде всего в жидкостных реактивных двигателях (ЖРД), а также в твердотопливных ракетных двигателях. Именно с помощью ЖРД современные ракеты совершают орбитальные полеты вокруг Земли и в космосе. Реактивные двигатели, использующие ядерную энергию, находятся в начальной стадии своего развития. Еще не создан ни один образец ядерного ракетного двигателя (ЯРД). Однако с их развитием связывается наиболее эффективное освоение космоса. Наконец, ракетные двигатели, использующие электрическую энергию (ЭРД), находятся в зачаточном состоянии.

Несомненно, что в наиболее совершенных ракетах ближайшего будущего, которые будут созданы в ближайшие десятилетия для полетов в пределах нашей солнечной системы, применение найдут все три типа двигателей (ЖРД, ЯРД и ЭРД) на борту ракеты, так как ни один из этих типов двигателей не может вытеснить другой, но каждый из них дополняет другого, поскольку каждому из них присуща своя область рационального применения. Наибольший эффект достигается при разумном сочетании всех этих двигателей на борту одной ракеты.

По-видимому, ЖРД будут долго применяться на ракетах для старта с планет и их естественных спутников, так как использование ЯРД приведет к радиоактивному заражению поверхности небесных тел и прилегающих слоев атмосферы в случае её наличия, а ЭРД неспособны развить потребное для старта отношение тяги к весу ракеты. По этой же причине для торможения при посадке на небесные тела, лишенные атмосферы, должны применяться лишь ЖРД.

При удалении от поверхности небесных тел на расстояние, исключающее опасность их радиоактивного заражения, должен применяться ЯРД как энергетически более эффективный, чем ЖРД. После достижения первой, а лучше второй космической скорости, ЭРД становится эффективнее всех других типов двигателей, поскольку развиваемая им удельная тяга существенно превосходит возможности ЖРД и ЯРД, а характерное для него малое отношение тяги к весу в этих условиях полета не является непреодолимым недостатком.

Ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ) могут иметь практическое значение для ракет класса земля-земля, хотя У них имеются сильные конкуренты в лице ЖРД на высококипящих компонентах, энергетически более выгодных. Кроме того, РДТТ небольшой тяги могут иметь практическое применение и в космосе для решения малых задач, например, Для разделения ступеней ракет, сообщения им начального ускорения в условиях невесомости для обеспечения нормальных условий для запуска ЖРД или ЯРД и т.п.

Ведущую роль в развитии ракетной энергетики призваны сыграть ЖРД, ЯРД и ЭРД.Таким образом, перспективное развитие ракетной энергетики, в первую очередь, требует решения проблемных вопросов, связанных с разработкой ЖРД энергетически более совершенных типов, чем существующие в порядке дальнейшего совершенствования этого класса двигателей, а также связанных с созданием новых классов двигателей — ЯРД и ЭРД.

Вопросами развития энергетики твердотопливных ракетных двигателей занимается Научный совет Академии наук по твердым ракетным топливам. По содержанию проблема тяготеет к физико-химическим и химическим отделениям АН и ими опекается под эгидой упомянутого Совета

Проблемные вопросы развития энергетики ЖРД, ЯРД и ЭРД целесообразно отнести к компетенции отделения физико-технических проблем энергетики. Естественно, что для определения перспективных направлений развития энергетики этих двигателей и для постановки необходимых исследований в различных организациях необходимо иметь контакт с несколькими отделениями Академии наук физического и химического профиля, несколькими государственными комитетами и их предприятиями (НИИ, ОКБ).

Изложенное относится к так сказать большой ракетной энергетике, охватывающей основные и вспомогательные двигательные ракетные установки, служащие для создания реактивной тяги. К малой ракетной энергетике могут быть отнесены энергоустановки, обеспечивающие служебное бортовое питание, например, аккумуляторы, топливные элементы, ядерные реакторы и т.п.

По-видимому, нецелесообразно отделению физико-технических проблем энергетики (ОФТПЭ) заниматься вопросами малой ракетной энергетики, поскольку они лучше могут решаться другими отделениями АН, к которым эти вопросы ближе по тематике.

В моем понимании задачей отделения физико-технических проблем (ОФТПЭ) является определение основных перспективных направлений в развитии большой ракетной энергетики и постановка вопросов перед компетентными организациями в порядке рекомендаций по проведению научных исследований по основным конкретным вопросам, связанным с развитием перспективных направлений.

С этой целью представляется целесообразным каждые 2-3 года проводить, на закрытом заседании ОФТПЭ соответствующего состава, прослушивание докладов ведущих НИИ и ОКБ по ракетной технике (по ракетным двигателям и ракетам) и в результате обсуждения выносить решения с рекомендациями. На эти заседания должны приглашаться руководящие работники смежных областей, связанных с разработкой большой ракетной энергетики, например, химики по ракетным топливам, физики по реакторам и т.п.

Первое такое заседание — конференцию целесообразно созвать не ранее конца 1963 г., учитывая большую подготовительную работу, которая должна ему предшествовать.

Работа ОФТПЭ между этими конференциями должна обеспечивать реализацию принятых на них решений.

До настоящего времени вопросы перспективного развития большой ракетной энергетики в нашей стране, в известной мере, понимались и решались по-разному в НИИ и ОКБ ракетной техники в меру их инициативы и опыта. В общем, направление выдерживалось правильным.

Целесообразно в дальнейшем организовать инициативу ракетных НИИ и ОКБ и направить ее для большей объективности и эффективности принимаемых решений.

Хотя работа ОФТПЭ в этих вопросах должна строиться на максимальном использовании ведущих специалистов промышленности, тем не менее, целесообразно при ближайших выборах в Академию наук СССР усилить ОФТПЭ учеными, имеющими выдающиеся труды в вопросах большой ракетной энергетики. В настоящее время в составе ОФТПЭ находится один академик и один член-корреспондент (А.П.Ваничев), представляющие ракетную энергетику. Введение в состав отделения д.т.н. профессора В.М.Иевлева (НИИ-1 ГКАТ) усилило бы наши возможности. На прошлых выборах кандидатура В.М.Иевлева рассматривалась, но не прошла за недостатком вакантных мест.

Член бюро отделения физико-технических проблем энергетики,
академик ГЛУШКО
Арх.№ 1727 (94-97)



18.07.1963г.

Выполненные в ОКБ-456 работы позволили прийти к следующим выводам.
1. Дальнейшая разработка в ОКБ-456 кислородных и азотнокислотных двигателей нецелесообразна, поскольку основные пути предстоящего развития ракетной техники лучше могут быть обеспечены другими типами двигателей. Это не означает, что кислородные и азотнокислотные двигатели не заслуживают дальнейшей разработки, так как в отдельных частных случаях применения эти двигатели могут успешно решать поставленные задачи. Например, в тех случаях, когда энергетические характеристики не имеют большого значения, а по условиям эксплуатации желателен возможно больший температурный интервал сохранения топливом жидкого состояния, азотнокислотные двигатели могут найти применение. Нетоксичный и дешевый жидкий кислород также находит себе применение, несмотря на эксплуатационные трудности, связанные с низкой температурой его кипения...
...
3. На данном этапе развития ракетной техники разработка мощных ЖРД в ОКБ-456 для ракет класса земля-земля и ракет-носителей космических объектов ведется на базе азоттетроксид-диметилгидразинового топлива.

Выбор высококипящих, самовоспламеняющихся компонентов топлива, освоенных химической промышленностью, обеспечивает разработку высокоэффективных двигателей для ракет Р-36, 67С4, Р-56 и 1 ступени УР-500, в соответствии с Постановлениями ЦК КПСС и СМ СССР.

Диапазон тяг этих двигателей от 12 (в пустоте) до 600 тонн (у земли), удельных тяг: у земли — от 272 до 300 сек, в пустоте — до 325 сек.
4. Планом ОКБ-456 предусмотрена разработка ядерного ракетного двигателя с газовым реактором (ЯРДГР) и жидким водородом в качестве рабочего тела с тягой 200-600 тонн (РД-600) и удельной тягой 2000 сек.

Создание этого двигателя вызовет подлинную революцию в развитии ракетной техники, в связи с огромным скачком в величине удельной тяги.

Разработка этого класса двигателей должна позволить достичь со временем удельной тяги до 2500 сек, что сделает возможным создание ракет с относительным весом полезного груза примерно на порядок большим, чем у ракет-носителей с ЖРД...
6. 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...
7. На первой ступени с малой высотой подъема в рассматриваемой двухступенчатой ракете-носителе с ЯРДГР 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 уд. весе топлива 1,18 (см., например, 8Д420).
8. При применении ЯРДГР становится более реальной возможность создания ракеты-носителя многократного использования, путем установки на таком летательном аппарате (воздушно-космическом) ВРД в качестве двигателей первой (в частном случае не отделяющейся) ступени...
9. В случае полетов 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...
12. 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)...

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 уд. тягой в пустоте 325 сек, представляет значительный интерес ЖРД с более высокой удельной тягой (375 сек) на таких высококипящих компонентах топлива как перекись водорода+пентаборан.

Особый интерес представляет разработка двигателя на высококипящем топливе, состоящем из перекиси водорода и гидрида бериллия в качестве горючего (РД-550, тяга в пустоте 10 тонн) с удельной тягой 400-460 сек...

При успешном решении проблем, связанных с созданием двигателя РД-550, открывается перспектива для разработки целого семейства двигателей этого класса. В то же время потеряет актуальность разработка ЖРД на криогенных топливах.
13. Изложенные соображения об областях рационального использования ЯРД с газовым реактором могут предлагаться для реализации лишь после того, как возникнет уверенность в реальности создания в ближайшие годы этого 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)...
14. Перспективный тематический план ОКБ-456 формировался в течение последних лет в направлении, изложенном в пунктах 1-13, и в настоящее время составлен на период до 1970 г. В соответствии с этими пунктами:
г) Основными разработками являются:
х) мощные двигатели на топливе АТ+НДМГ: для I и II ступеней ракет Р-36 и 67С4 (8Д723, 8Д724), для I ступени ракет УР-500 и Р-56 (ПД43), для II и III ступеней Р-56 (11Д44, 8Д418) и мощный двигатель с тягой 600 тонн у земли, удельной тягой 300 сек у земли и 323 сек в пустоте для I ступени тяжелых носителей (8Д420).
хх) двигатели для верхних ступеней ракет с тягой 10-12 тонн на топливах: АТ+НДМГ (8Д725, уд.тяга 325 сек); перекись водорода+пентаборан (11Д11, уд.тяга 375 сек); перекись водорода+гидрид бериллия (РД-550, уд.тяга 400-460 сек, изучается);
ххх) ЯРД с газовым реактором и жидким водородом в качестве рабочего тела с тягой 200-600 тонн (РД-600, уд.тяга 2000 сек) для второй ступени ракеты...
16. Сравнение основных характеристик мощных ЖРД, разработанных и разрабатываемых в ОКБ-456 и в США (Рокитдайн, Аэроджет — Дженерал), показывает существенное преимущество отечественного ЖРД по основному показателю — удельной тяге. Так, в классе кислородно-керосиновых двигателей лучшим разработанным в США двигателем является Н-1, проходящий летные испытания на первой ступени ракеты-носителя Сатурн-1. Модификации двигателя Н-1 с теми же характеристиками используются на ракетах «Тор» и «Атлас». При сравнении с двигателем 8Д74 конструкции ОКБ-456, используемым на первой ступени ракеты Р-7 еще с 1957 г., находим, что двигатель Н-1, при тяге 75 тонн, вместо 83 тонн 8Д74, обладает удельной тягой, меньшей на 5 сек у земли и на 26 сек в пустоте. По сравнению с двигателем 8Д716 (тяга 142 т), разработанным для первой ступени Р-9, двигатель Н-1 имеет удельную тягу, меньшую на 22 сек у земли и па 29 сек в пустоте.

Для первой ступени более тяжелой ракеты — носителя (Сатурн-5) в США ведется разработка кислородно-керосинового двигателя F-1 с тягой 680 тонн и удельной тягой 260 сек у земли и около 295 сек в пустоте. Разрабатываемый в ОКБ-456 двигатель 8Д420 на примерно ту же тягу (600 т) рассчитан на удельную тягу, большую на земле на 40 сек и в пустоте на 28 сек, хотя в качестве топлива используется азотный тетроксид с диметилгидразином.

В классе азоттетроксид-диметилгидразиновых двигателей американский двигатель LR-87-AJ5, проходящий летные испытания на первой ступени ракеты Титан-II, при тяге 97,5 тонн обеспечивает удельную тягу, меньшую на 12 сек у земли и на 17 сек в пустоте, если сравнивать с двигателем 8Д723 (тяга 245 т) первой ступени ракеты Р-36. Если сравнивать с двигателем 11Д43 (тяга 151 т) для I ступени УР-500 и Р-56, то американский двигатель развивает меньшую удельную тягу на 25 сек у земли и на 30 сек в пустоте.

Столь низкие энергетические характеристики американских двигателей по сравнению с советскими объясняются главным образом низкими значениями давлений газов в камере сгорания, используемых в США. Так в двигателе Н-1 это давление составляет 40 атм, в LR-87-AJ5 — 56,6 атм, в F-1 — 63 атм, в то время как в 8Д74 — 60 атм, 8Д716 — 80 атм, 8Д723 — 85 атм, 11Д43 — 150 атм и в 8Д420 — 250 атм.

Использование высоких давлений позволяет делать советские двигатели меньшего габарита, чем американские практически при тех же весовых характеристиках.

Использование в США пониженных значений давлений в двигателях объясняется большими трудностями, связанными с созданием форсированных двигателей с высокими энергетическими характеристиками.

Главный конструктор ОКБ-456, академик ГЛУШКО
Арх.№ 1727 (123-130)



31.03.1964г.

Для обеспечения господства в космосе (создания тяжелых спутников-станций различного назначения, достижения Луны и планет) в США интенсивно разрабатываются две тяжелые ракеты-носители: 1) Сатурн I (полезный груз, выводимый на орбиту — до 9 тонн), его модификация Сатурн IB должна выводить на орбиту полезный груз до 15 тонн; 2) Сатурн V предназначен для вывода на орбиту полезного груза до 120 тонн.

Сопоставление с разработками, ведущимися в СССР, показывает, что Сатурну I и IB может быть противопоставлена ракета УР-500, в первых двух вариантах обладающая теми же грузоподъемностями. Реализация весьма ценного предложения ОКБ-52 по удлинению баков всех ступеней УР-500 и добавлению на 1-й ступени двух баков горючего с двумя двигателями 11Д43 позволит выводить на орбиту 25 тонн полезного груза и, тем самым, обеспечит нам преимущество в этом классе ракет.

По другому обстоит дело с более тяжелой ракетой-носителем. Разрабатываемая ракета Н-1 сможет вывести на орбиту полезный груз весом 75 тонн или несколько больше (использование ядерных двигателей или водородных в ближайшие годы нереально), то есть по своим возможностям является промежуточной между Сатурном IB и Сатурном V.

Кроме того, в Н-1 заложены особенности, отличающие её от Сатурна V, которые неизбежно скажутся на сроках её отработки: нетранспортабельность (завершение изготовления, сборка и испытание возле старта) и обилие двигателей (на 1-й и 2-й ступенях — 30 шт., вместо 10 шт. у Сатурна V).

Для восполнения этого пробела необходимо осуществить разработку отечественной ракеты-носителя с грузоподъемностью около 120 тонн, лишенной недостатков Н-1, т.е. обладающей поблочной транспортабельностью, минимальным количеством двигателей для повышения надежности, использующей высококипящие долгохранимые самовоспламеняющиеся компоненты топлива, что обеспечит лучшую эксплуатационность. Для краткости будем именовать эту ракету-носитель УР-1000.

УР-1000 может быть выполнена по схеме УР-500 с 8 двигателями в 1-й ступени. В качестве двигателей 1-й ступени предлагается 8Д420 с тягой у земли по 600 тонн и удельной тягой у земли 300 сек, в пустоте 323 сек, разрабатываемые в ОКБ-456.

При диаметре центрального бака (окислителя) 6,5 м, боковые баки (горючего) могут иметь диаметр 1,65 м. При этом максимальный диаметр УР-1000 составит лишь около 10 м, т.е. как у Р-7.

Для уменьшения высоты II-ю ступень целесообразно выполнить по схеме I-й ступени. Для II-й ступени может быть использован один двигатель 8Д420 с высотным соплом, тягой ~660 тонн и удельной тягой 330 сек, либо 4 двигателя 11Д44 с тягой 172 тонны и удельной тягой 325 сек (11Д43 с высотным соплом).

В последнем случае на II-й ступени могут использоваться четыре боковых бака горючего, по числу двигателей.

Третья ступень должна иметь меньший диаметр и приводиться четырьмя двигателями ОКБ-154 ГКАТ со II-й ступени УР-500. Не исключено, что II-я ступень УР-500 может быть использована как третья ступень УР-1000.

Во всех трех ступенях УР-1000 используется топливо состава АТ+ДМГ. Стартовый вес УР-1000 лишь немного будет превышать вес Н-1 (2450 т).

Учитывая большую трудоемкость разработки и изготовления тяжелой трехступенчатой УР-1000 со сложным и многообразным космическим комплексом, выводимым носителем на орбиты, представляется целесообразным расширить кооперацию организаций, участвующих в создании УР-1000. Это тем более необходимо, что Сатурн V и двигатели к нему уже проходят стендовую доводочную отработку, и начало их летных испытаний намечено на 1967 г.

В связи с этим целесообразно привлечь ОКБ-586 для разработки 1-й и II-й ступеней УР-1000 по заданию ОКБ-52, а завод №586 для изготовления их и поставки. При этом завод №586 может изготовлять двигатели ОКБ-456 для этих ступеней и поставлять их заказчику комплектно со ступенями, отработанными для летных испытаний УР-1000. Это еще потому удобно, что, как показала отработка ОКБ-586 для Р-56, изготовленные на заводе №586 баки диаметром 6,5 м могут доставляться, в основном, водным путем с завода №586 на полигон тов. Вознюка, а в случае особой необходимости и на полигон тов. Захарова. На заводе №586 имеется оснастка для изготовления баков диаметром 1,65 м.

III-я ступень УР-1000 и выводимые носителем станции и корабли со всеми комплектующими двигателями, агрегатами и системами могли бы разрабатываться в ОКБ-52 со смежниками и изготовляться на заводах им. Хруничева, №154 и др.

Ввиду большой трудоемкости разработки УР-1000 и необходимости создания этой ракеты не позже Сатурна V, представляется необходимой срочная подготовка проекта Постановления ЦК КПСС и СМ СССР и выпуск его в текущем году. В этом случае начало летных испытаний УР-1000 может быть назначено на 1967 г.

Прошу Вашего положительного решения.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 1727 (239-240)



15.06.1964г

Направляю Вам общий вид, схему и основные характеристики фторо-аммиачного двигателя 8Д21, предлагаемого для использования на конечных ступенях объекта Н-1. Основные характеристики являются временными и подлежат уточнению в процессе доводочных испытаний стендового образца двигателя, которые по Постановлению ЦК КПСС и СМ СССР должны быть завершены к концу 1964 г. Срок отработки летного образца двигателя 8Д21 и сдача его для стендовых испытаний со ступенью ракеты может быть принят не ранее декабря 1965 г., при условии, что ОКБ-1 не потребует серьезных изменений конструкции и характеристик двигателя.

Одновременно предлагается Вашему вниманию для использования на объекте Н-1 двигатель 8Д725 на высококипящих компонентах (АТ+гидразин-50), находящийся в начальной стадии разработки, с тягой 12 тонн и удельной тягой 345-350 сек. Срок сдачи двигателя для стендовых испытаний со ступенью ракеты — IV кв. 1966 г.

Прошу сообщить Ваше решение по этим двигателям.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 1727 (233)



21.08.1964г.

В связи с тем, что возник вопрос об использовании однокамерного кислородно-диметилгидразинового двигателя 8Д710 с тягой 10,8 т на 4, 5 и 6-й ступенях ракеты Н-1, направляю Вам для проработки основные характеристики, габаритные чертежи, общий вид, пневмогидравлическую схему, технические требования на монтаж и испытания на ракете 63С1 и ТУ на эксплуатацию этого двигателя.

ОКБ-456 согласно провести доработки двигателя 8Д710, необходимые для обеспечения возможности его использования на 4, 5 и 6 ступенях Н-1. При этом будет обеспечен безотказный запуск двигателей в космосе, в том числе один повторный запуск двигателя для 6-й ступени. Если тяги существующих рулевых камер двигателя 8Д710 окажутся недостаточными для управления полетом ступеней, ОКБ-456 обеспечит качание каждого двигателя в одной плоскости в четырехкамерной компоновке для 4-ой ступени (тяга 10,8 х 4 = 43 т) и качание во всех плоскостях для однокамерных двигателей 5 и 6-ой ступеней.

Двигатель 8Д710 обладает номинальной удельной тягой, равной 352 сек, рекордной для кислородных двигателей на высококипящих горючих, и отличается относительно небольшим удельным весом (16,5 кг/т тяги в залитом состоянии с рулевой системой управления).

Стендовые доводочные испытания двигателя 8Д710 были завершены в ОКБ-456 в 1962 г. В 1963 г. двигатель успешно прошел два стендовых испытания со второй ступенью ракеты 63С1 в НИИ-229. Проведено 19 пусков двигателя 8Д710 в составе ракеты 63С1 для вывода на орбиту спутников серии "Космос" и только в одном случае задача не была выполнена вследствие ненормальной работы двигателя (недоработал ресурс) по причине производственного дефекта. Серийное производство двигателя 8Д710 поставлено на заводе №1001 ГКОТ. В настоящее время на стенде ОКБ-456 проводятся установочные огневые испытания двигателей изготовления этого завода.

Предусмотренный на ближайшие годы план работ по космическим исследованиям с помощью 63С1 позволит к концу 1965 г. удвоить статистику летных испытаний двигателя 8Д710.

В случае положительного решения вопроса об использовании двигателя 8Д710 на ракете Н-1, в ОКБ-456 будет проведена необходимая работа по дальнейшему повышению его надежности.

Поставка двигателей может быть обеспечена с завода №1001 ГКОТ в нужные сроки и в потребном количестве.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО Арх.№ 1727 (246-247)



07.12.1964г
(не было отправлено).

Основное назначение тяжелой ракеты Н-1 — высадка экипажа на Луну с возвращением на Землю. Последний установленный срок начала летных испытаний Н-1 — 1966 г., а осуществления экспедиции на Луну — 1967-68 гг.

Состояние разработки и оценка характеристик Н-1 в свете сложившихся к настоящему времени требований позволяют поставить вопрос о пересмотре принятых ранее решений и поиске иных решений, более эффективных и экономных.

Состояние разработки Н-1 к началу 1965 г. таково, что Н-1 не может быть создана ни в установленный срок, ни в последующие несколько лет.

Используемые на нижних трех ступенях Н-1 двигатели находятся в начальной стадии доводки. Так, к декабрю 1964 г. из 25 выполненных коротких пусков двигателя первой ступени 22 пуска были аварийными; доводочные испытания двигателя второй ступени намечено начать лишь с середины 1965 г., когда появится первый двигатель; из 14 выполненных пусков двигателя третьей ступени 5 пусков были аварийными. При этом, по заявлению ОКБ-1, недобор удельной тяги этих двигателей от заданной доходит до 10 единиц.

Судя по опыту стендовой доводки аналогичных двигателей, потребуется испытать несколько сотен двигателей и затратить, по крайней мере, около трех лет, чтобы перейти к отработке двигателей на борту ракеты.

Разработка верхних космических ступеней Н-1 (4, 5, 6 и 7-ой) находится в самой начальной стадии. В течение 1964г. неоднократно менялось топливо, количество ступеней, их веса, требования к двигателям, т.е. производились поиски исходных характеристик для начала проектирования всех этих ступеней. Разработка двигателей для последних ступеней (в КБ-4 ОКБ-586 и в ОКБ-2) до декабря 1964 г. не начиналась в связи с отсутствием ясности и окончательных технических заданий.

Особую по важности проблему составляет обеспечение надежности такой исключительно сложной машины как Н-1. Наличие на борту 50-ти основных двигателей и 7-ми ступеней + космический корабль делает проблему надежности трудноразрешимой. Примером может служить ракета 8К78, имеющая лишь 7 основных двигателей и 4 ступени + космическая станция. Пятый год длятся летные испытания 8К78 (с 10 октября 1960 г.). В течение этого времени были пущены 22 ракеты к Луне, Марсу и Венере, но ни одна из них не выполнила своего назначения из-за отказов...

Если учесть несоизмеримую сложность ракет Н-1 и 8К78 и несоизмеримую стоимость этих ракет, исключающую возможность расходования большого количества ракет Н-1 на летную отработку, и необходимость достижения надежности Н-1, гарантирующей безопасность экипажа на борту, то возникают вопросы: может ли ракета Н-1 быть доведена до потребной степени надежности, если может, то какие для этого потребуются материальные затраты, сколько на это потребуется лет и не устареет ли к этому времени ракета Н-1.

Допустим даже, что через три года напряженнейшей работы появится ракета Н-1 в металле с двигателями, прошедшими стендовую доводку. Сколько нужно прибавить еще лет, сколько затратить средств, чтобы Н-1 прошла летную отработку и могла понести к Луне экипаж?

Нужно отметить, что Н-1 уже в настоящее время по своим проектным возможностям существенно отстает от разрабатываемого в США тяжелого ракеты-носителя Сатурн-5 (С-5), создаваемого для решения тех же задач. Полезный груз, выводимый на низкую орбиту спутника Земли, должен составлять для С-5 около 110 тонн, в то же время, как для Н-1 — 85 тонн.

Кроме того, С-5 имеет преимущество большей простоты по сравнению с Н-1, что также повышает его надежность, так как число двигателей в трех первых ступенях составляет лишь 11 шт (5+5+1), против 44 шт (30+8+6) у Н-1. По состоянию разработки С-5 находится далеко впереди Н-1.

Изложенное показывает назревшую необходимость поиска другого пути решения задачи полета на Луну, требующего меньших затрат средств и времени, лучше решающего проблему надежности и приводящего к созданию ракеты, не уступающей по основным техническим характеристикам американской С-5.

Таким путем является использование разработки ракеты УР-500 с последующим ее развитием. Ракета УР-500 в промежуточном двухступенчатом варианте и в основном трехступенчатом варианте обладает несколько большими стартовыми весами и способна вывести на орбиту спутника Земли несколько больший полезный груз, чем американские ракеты того же класса Сатурн-1 и Саурн-1B соответственно. При этом УР-500 выгодно отличается тем, что использует высококипящее топливо вместо трудно эксплуатируемых криогенных топлив (жидкие кислород и водород), а также, в отличие от американских ракет, может транспортироваться поблочно по железным дорогам. Это свидетельствует о значительном техническом преимуществе ракеты УР-500.

Трехступенчатая УР-500 позволит вывести на орбиту спутника Земли 18,5 т полезного груза. Согласно Постановлению ЦК КПСС и СМ СССР от 3 августа 1964 г. за №655-268, на базе ракеты УР-500 должен быть совершен облет Луны с экипажем в 1966-1967 гг. Этот срок хотя и потребует весьма напряженной работы, но более реален, т.к., в отличие от Н-1, для ракеты УР-500 четко и однозначно определены структура всех пяти ступеней, используемое топливо (единое для всех ступеней, высококипящее) и выбраны уже существующие двигателя, часть из которых прошла даже летные испытания на других ракетах. Более того, летная отработка УР-500 по ступеням начнется в середине 1965 г.

Предложение использовать для облета Луны вместо УР-500 Н-1 без нижней 1-й ступени не решает задачи, т.к. разработка верхних ступеней Н-1 находится в начальном состоянии в отличие от УР-500.

Более рационально другое предложение — разработать дополнительно к УР-500 первую ступень. Расчеты показали, что первая ступень с девятью двигателями по 600 тонн тяги на высококипящем топливе (АТ+ДМГ), принятом для всех ступеней УР-500, позволит ракете вывести на орбиту спутника Земли 120 тонн полезного груза. Такая ракета на базе УР-500 существенно более надежна, чем Н-1, так как на борту используется на 25 двигателей меньше, чем у Н-1, именно, 9+6+4 + двигатели космических ступеней, вместо 30+8+6 + двигатели космических ступеней. Кроме того, применение самовоспламеняющегося высококипящего топлива по всем ступеням также увеличит надежность ракеты, обеспечив безотказные пусковое зажигание, высотный запуск и упростив эксплуатацию.

Баки первой ступени предусматривается изготавливать на существующей оснастке для бака окислителя нижней ступени УР-500 Такая пакета будет компактной: ее высота 59 м и диаметр 15 м (у Н-1 высота 105 м и диаметр 17 м). В отличие от Н-1 эта ракета допускает поблочную транспортировку всех ступеней по железной дороге и не требует на месте старта сооружения уникального завода по окончательному изготовлению ракеты.

Особенно ценно с точки зрения затрат средств, времени и обеспечения надежности то, что для полета с высадкой на Луну могут быть использованы первые четыре ступени ракеты УР-500, обеспечивающие облет Луны и потому прошедшие полную отработку. Новыми являются мощная первая ступень ракеты-носителя и десантная ступень для посадки на Луну и старта с нее. Доработке подлежит лунный двухместный корабль, совершавший облет Луны.

Техническая документация на двигатель 8Д420 с тягой 600 т разработана в ОКБ-456 по Постановлению ЦК КПСС и СМ СССР от 26 июня 1962 г. №631-257 и находится в производстве на опытном заводе ОКБ-456. Реконструкция стенда для огневых испытаний этого двигателя завершается в ОКБ-456 в ближайшие месяцы.

Пока будет проводиться летная отработка УР-500 и осуществляться облет Луны с экипажем, за это время может быть создана первая ступень к УР-500 и десантная ступень для обеспечения полета с посадкой на Луну.

Предлагаемый путь на основе УР-500 рационален еще и потому, что УР-500, в исходном трехступенчатом варианте, необходима как ракета-носитель грузоподъемностью 18 т, заполняющая интервал между ракетами-носителями грузоподъемностью 7 т (8К78) и 120 т.

Таким образом, для решения задач полетов к Луне может быть создана тяжелая ракета в более короткий срок с меньшими материальными затратами, с характеристиками, неуступающими американской тяжелой ракете, и повышенной надежности.

Просим Вашей поддержки для положительного решения поставленной нами задачи.

(На обратной стороне последнего листа от руки написано: Ракета УР-700 таит в себе богатые возможности дальнейшего усовершенствования. Так, при использовании на третьей ступени фторо-аммиачного топлива и разрабатываемых двигателей РД-305 с тягой 50 т (ОКБ-456) на орбиту спутника Земли может быть выведен полезный груз около 150 т, а вторая космическая скорость будет сообщена кораблю весом 56 т. Когда в Советском Союзе будет создано производство жидкого водорода, то использование этого горючего со фтором еще более повысит вес полезной нагрузки, которой сообщаются космические скорости).

ГЛУШКО
Apx.№ 2016а (63-69)



05.04.1965г.

Советские ЖРД недопустимо отстают от американских по мощности единичного двигателя. Так американский ЖРД типа F-1, развивающий на кислородо-керосиновом топливе тягу у земли 680 тонн, в декабре 1964 г. успешно прошел официальные стендовые испытания с заказчиком. Двигатель РД-270 конструкции ОКБ-456 примерно на ту же тягу (600 т), но с существенно большей удельной тягой (на 40 единиц), в полтора раза более легкий и вдвое меньшего объема по габариту, на более эксплуатационном высококипящем топливе, до сих пор не получил должного темпа разработки.

Разработка советского мощного двигателя РД-270 была начата по постановлению ЦК КПСС и СМ СССР от 26 июня 1962 г.

Нами разработана полностью техническая документация и спущена в опытное производство ОКБ-456 еще в 1964 г. Однако финансирование этих работ с 1965 г. не осуществляется. Дебатирующийся вопрос об использовании этого двигателя, о привязке его к конкретной ракете может решаться без ущерба для дела до конца текущего года, задержка же с разработкой мощного двигателя приведет к безвозвратной потере времени.

В ОКБ-456 сложилось ненормальное положение, так как спущенный министерством план затрат ОКБ-456 на 1965 г. (67,3 млн. руб.) оказался ниже фактических затрат ОКБ-456 в 1964 г. (75,4 млн. руб.).

Прошу Вашего указания Министерству общего машиностроения дофинансировать план затрат ОКБ-456 в 1965 г. до уровня фактических затрат ОКБ-456 в 1964 г. (8 млн. руб.) целевым назначением на двигатель РД-270, а также обеспечить финансированием в 1965 г. работы по освоению этого двигателя на серийном заводе в помощь ОКБ-456 и дополнительное приобретение в 1965 г. оборудования для цехов и лабораторий ОКБ-456 на сумму 800 т. руб. — целевым назначением для двигателя РД-270.

Прошу также Вашего указания Министерству авиационной промышленности о подключении со II квартала 1965 г. пермского завода им. Свердлова в помощь ОКБ-456 и к подготовке серийного производства двигателя РД-270 к концу 1966 г. (в постановлении ЦК КПСС и СМ СССР от 18 декабря 1962 г. предусматривалась организация на этом заводе производства двигателей с тягой до 1000 т).

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 2016 (63-64)

13.04.1965г.

Согласно указанию заместителя министра тов. Табакова Г.М. направляю Вам Альбом-Справочник конструкций ЖРД, разработанных и разрабатываемых в ОКБ-456, скорректированный по состоянию на 1965 г. (5-е издание).

Сравнение отечественных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с американскими позволяет сделать следующие основные выводы:

1. Советские ЖРД, использующие высококипящие горючие, обладают большим преимуществом по основному параметру, характеризующему эффективность (экономичность) двигателя — по удельной тяге. Удельная тяга — тяга двигателя, приходящаяся на каждый килограмм веса топлива (окислителя с горючим), сжигаемого в двигателе в секунду.

Удельная тяга в первую очередь определяет возможности ракеты, ее скорость, дальность и вес полезного груза.

Достигается это преимущественно за счет более совершенной конструкции отечественных двигателей, допускающей более форсированные процессы горения.

Пониженное значение удельной тяги американских ЖРД, использующих высококипящие горючие, мало отличается от удельной тяги пороховых ракетных двигателей, что способствовало развитию порохового ракетостроения в США.

2. Американцы успешно осваивают в ракетной технике жидкий водород, в то время как мы отстали в этом деле. С другой стороны мы опередили американцев в освоении жидкого фтора. Разрабатываемый в ОКБ-456 фторо-аммиачный двигатель обеспечивает удельную тягу 400 сек при вдвое более тяжелом топливе, чем у американцев (кислородо-водородное топливо), что компенсирует более высокую удельную тягу (420 сек) этих американских двигателей.

Поэтому актуальным является использование нашего преимущества и ускорение работ по внедрению в ракетную технику фторных двигателей. После освоения у нас жидкого водорода использование этого горючего совместно со фтором позволит достичь максимальную удельную тягу (464 сек), которую способны давать известные в природе двухкомпонентные источники химической энергии.

Советские ЖРД недопустимо сильно отстают от американских по мощности единичного двигателя. Так американский ЖРД типа F-1, развивающий на кислородо-керосиновом топливе тягу у земли 680 тонн, в декабре 1964 г. успешно прошел официальные стендовые испытания с заказчиком, в то время как наш двигатель РД-270 на примерно ту же тягу (600 т), но с существенно большей удельной тягой (на 40 сек!), в полтора раза более легкий и вдвое меньшего объема по габариту, на более эксплуатационном высококипящем топливе, до сих пор не получил должного темпа разработки. Разработка нашего мощного двигателя РД-270 была начата по постановлению ЦК КПСС и СМ СССР от 26 июня 1962 г. Нами разработана полностью техническая документация и спущена в опытное производство ОКБ-456 еще в 1964 г. Однако финансирование работ с 1965 г. прекращено министерством в связи с задержкой выхода в свет подготовленного проекта постановления. Этот проект постановления был завизирован прежним министром тов. Зверевым С.А. Теперь требуется Ваша виза. Убедительно прошу поддержать разработку этого двигателя, так как дебатирующийся вопрос об использовании этого двигателя, о привязке его к конкретной ракете, может решаться до конца текущего года без ущерба для дела, задержка же разработкой мощного двигателя приведет к безвозвратной потере времени.

Полная стоимость разработки двигателя РД-270, включая изготовление 50 шт. двигателей для летных испытаний, прокалькулирована и составляет 220 млн. руб. Это лишь в полтора раза больше затрат на разработку двигателя РД-253 тягой 150 тонн, завершаемую нашим ОКБ-456 для «Протона».

При плане опытного завода ОКБ-456, утвержденном министерством на 1965 г. в объеме 33 млн. руб., завод профинансирован лишь на 17,5 млн. руб. по другим нашим разработкам.

Убедительно прошу Вашего положительного решения во избежание дальнейшей потери времени.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 2016 (14-16)


03.05.1965г.

В ближайшее время должно быть подписано Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР о разработке в ОКБ-456 нового мощного ЖРД 8Д420 на компонентах топлива азотный тетроксид и несимметричный диметилгидразин с тягой у земли 600 т. Ранее проектные работы по этому двигателю велись в ОКБ-456 в соответствии с Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР №631-257 от 26.06.62г. и приказом ГКОТ №434 от 18.07.62г. Разработка двигателя 8Д420 имеет первостепенное значение с точки зрения закрепления в ближайшие годы приоритета СССР в освоении космического пространства.

Техническая документация на двигатель 8Д420 практически полностью разработана, и двигатель находится в изготовлении на опытном заводе ОКБ-456 со сроком окончания изготовления первых образцов в конце 1965 г.

В проекте Постановления предусмотрено участие завода им. Я.М.Свердлова в производстве двигателей 8Д420. Участие завода им. Я.М.Свердлова в производстве двигателя повышенной тяги предусматривалось также Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР №1281-545 от 18.12.62г.

В связи с изложенным прошу Вас подготовить и направить в ОКБ-456 два договора на проведение на заводе им. Я.М.Свердлова указанных ниже работ по подготовке и освоению производства двигателя 8Д420.

1-й договор (срок заключения — май 1965 г.) должен включать:

1. На 1965 г. — выпуск до конца года технологической документации на изготовление узлов и агрегатов двигателя и чертежей оснастки.

2. На 1965÷1966 гг. — изготовление в порядке освоения производства двигателей 8Д420 двенадцати экспериментальных двигателей на базе 11Д43 с камерами сгорания M110-000, имеющими габариты сопла, близкие к камерам сгорания двигателя 8Д420; таким образом, этот экспериментальный двигатель отличается от двигателя 11Д43 только сопловой частью камеры сгорания; поставка экспериментальных двигателей в ОКБ-456 должна производится с 01.07.66г. по две штуки ежемесячно.

II-й договор (срок заключения — IV квартал 1965г.) должен включать:

На 1966г. — освоение производства двигателей 8Д420, исходя из начала поставок готовой продукции с января 1967 г. (по 4 штуки ежемесячно в течение года).

Комплект основной документации на узлы и агрегаты двигателя 8Д420 направляется Вам одновременно с настоящим письмом, отдельные недостающие документы будут направлены в ближайшее время. Документация на изготовление камеры сгорания M110-000 была направлена Вам ранее (см. наш исх. от 29.03.65г.).

До завершения строительства на заводе им. Я.М.Свердлова стенда на тягу до 1000 т установочные, контрольные и типовые огневые испытания двигателей 8Д420 будут проводиться на стенде №2 ОКБ-456.

В связи с особой важностью и срочностью работ по двигателю 8Д420, для обеспечения своевременной подготовки и освоения производства прошу Вас выслать первый договор на проведение работ Вашим заводом в возможно более короткий срок.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 2016а (46-48)



12.05.1965г.

СПРАВКА
СРАВНЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК ЖРД КОНСТРУКЦИИ ОКБ-
456 и КОНСТРУКЦИИ ОКБ США

1. Двигатели первых ступеней ракет тягой до 200-250 тонн
а) Кислородно-керосиновые двигатели

Лучший американский двигатель этого класса Н-1, впервые установленный на ракете Сатурн-1 в 1965 г., уступает по удельной тяге в пустоте на 26 сек двигателю 8Д74 первой ступени ракеты Р-7, летающему с 1957 г., и на 20 сек у земли и 30 сек в пустоте двигатель Н-1 уступает двигателю 8Д716, несколько лет летающему на ракете Р-9. Причина в пониженном давлении в американских камерах сгорания (45 ата вместо 60-80 ата) и менее совершенном процессе сгорания (полнота удельной тяги двигателя 90%, вместо 92-93%).

Тяга двигателя Н-1 в 1,7 раза меньше тяги двигателя 8Д716. Удельный вес и габаритный диаметр американских двигателей несколько меньше.

б) Азоттетроксид-диметилгидразиновые двигатели

Лучший американский двигатель этого класса YLR-87-AJ5, летающий несколько лет на ракете Титан-2, уступает по удельной тяге на 10-25 сек у земли и 15-30 сек в пустоте двигателям 8Д723 и 11Д43, используемым на ракетах Р-36 и УР-500. Причина та же, что и в кислородных двигателях.

Тяга американского двигателя (195 т) находится в интервале тяг упомянутых советских двигателей (151-241 т). Удельный вес и габариты американского двигателя несколько больше.

В американском двигателе в качестве горючего используется смесь 50% НДМГ+50% гидразина, температура плавления которой составляет -7,3°С вместо -57°С для НДМГ, используемого в отечественных двигателях. Это обстоятельство осложняет эксплуатацию американского двигателя.

Заключение: Двигатели ОКБ-456 первых ступеней ракет на криогенных и высококипящих топливах в диапазоне тяг до 200-250 тонн превосходят американские двигатели этого класса по основным показателям (тяга, удельная тяга).

2. Двигатели первых ступеней ракет тягой 600 тонн

Американский двигатель F-1 тягой 680 т на криогенном топливе уступает по удельной тяге двигателю 8Д420 тягой 600 т на долгохранимом высококипящем топливе на 40 сек у земли и 17 сек в пустоте, имеет худший удельный вес (в 1½ раза) и больший габаритный объем (~ в 2 раза). Однако двигатель F-1 находится ряд лет в стендовой отработке и в конце 1964 г. прошел сдаточные автономные стендовые испытания, в то время как двигатель 8Д420 находится лишь в стадии освоения производства первых опытных образцов и темпы работы замедлены задержкой с выходом Постановления Правительства. По этой же причине еще не подключены смежники.

Необходимо форсирование работ по созданию двигателя 8Д420 с целью исключения серьезного и недопустимого отставания отечественного ракетного двигателестроения от американского в этом классе двигателей, использование которых повышает надежность тяжелых ракет-носителей, позволяя решать задачу с ограниченным числом двигателей (на первой ступени Сатурн-5 установлено лишь 5 двигателей F-1 вместо 30 двигателей на ракете Н-1).

Заключение: СССР находится в серьезном и недопустимом отставании в создании двигателя с тягой 600 т. Энергетические и эксплуатационные характеристики двигателя 8Д420 существенно превосходят американские. Необходимо незамедлительно оформить Постановление Правительства о дальнейшей разработке двигателя 8Д420.

3. Двигатели верхних ступеней ракет на криогенных топливах
а) Кислородно-керосиновые двигатели тягой 35-100 тонн

Американский двигатель этого класса LR105-5 второй ступени ракеты «Атлас» по тяге и, по-видимому, по удельной тяге уступает двигателю 8Д75 второй ступени ракеты Р-7. По удельному весу американский двигатель немного лучше, а габарит его несколько меньше, т.к. тяга почти втрое меньше, чем у двигателя 8Д75.

Заключение: Двигатель ОКБ-456 для второй ступени ракеты превосходит американский того же класса.

Американский двигатель RL10A-3 на кислородно-водородном топливе, проходящий летные испытания на ракетах Атлас-Центавр (III-я ступень) и Сатурн-I (II-я ступень), превосходит по удельной тяге на 75 сек двигатель 8Д710 на кислородно-диметилгидразиновом топливе (летает на II ступени 63С1М) и на 27 сек двигатель 8Д21 на фторо-аммиачном топливе (проходит стендовую отработку). Удельная тяга двигателя РД-350 на фторо-водородном топливе на 37 сек больше, чем у этого американского двигателя. Однако двигатель РД-350 находится в самой начальной стадии разработки.

Американский двигатель RL10A-3 практически не имеет преимуществ по эффективности перед двигателем 8Д21, так как удельный вес кислородно-водородного топлива примерно в 3 раза меньше, чем у фторо-аммиачного. Тяга двигателя RL10A-3 в 1½ раза меньше, чем у рассматриваемых отечественных двигателей.

Заключение: Сравнение со всеми известными конструкциями показывает, что двигатель 8Д710 не имеет себе равных по удельной тяге среди любых кислородных двигателей с высококипящим горючим, разработанных как США, так и в СССР. Необходимо форсировать доводку и внедрение фторо-аммиачного двигателя 8Д21, не уступающего по эффективности американскому кислородно-водородному двигателю RL10A-3. Советская ракетная техника находится впереди в освоении фтора как окислителя. Американская ракетная техника опередила советскую в освоении и внедрении жидкого водорода. Необходимо форсировать работы в СССР по жидкому водороду. Выполнение разработки фторо-водородного двигателя РД-350 даст нашей стране наиболее эффективный из известных и возможных видов ЖРД, превосходящий все кислородно-водородные двигатели США и СССР.

В США в завершающей стадии стендовых испытаний находится кислородно-водородный двигатель J-2 тягой 90 т с удельной тягой ~420 сек, обеспечивающий II и III ступени самых тяжелых американских ракет-носителей (Сатурн-IB и Сатурн-5). В ОКБ-456 в проработке находится двигатель РД-305 на фторо-аммиачном топливе на тягу того же класса, не уступающий двигателю J-2 по эффективности.

Заключение: Для восполнения пробела в тематическом плане советских разработок по созданию двигателя средней тяги на высокоэффективном криогенном топливе форсировать разработку двигателя РД-305 с тягой 50 т и удельной тягой 400 сек.

Американский двигатель XLP-81-BA-9 верхней ступени ракеты «Аджена» уступает двигателю 8Д722 на том же топливе по тяге и удельному весу; не отличается по удельной тяге, поскольку при в 6,5 раз меньшей тяге используется сопло с большей степенью расширения.

Заключение: Отечественный двигатель 8Д722 обладает лучшими характеристиками, чем американский XLP-81-BA-9. В связи с существенной разницей в тяге рассматриваемых двигателей, более правильно проводить сравнение двигателя США с двигателями ОКБ-2 на том же топливе, менее отличающихся по тяге.

Двигатели США этого класса разработаны для II ступени ракеты «Титан-2» и разрабатываются для двигательного отсека лунного корабля «Аполлон». В ОКБ-456 на аналогичном топливе разработан двигатель 8Д724 для II ступени Р-36 и разрабатываются экспериментальные двигатели 8Д725, 11Д44 для II и III ступеней ракет. По диапазону тяг и значению удельной тяги двигатели ОКБ-456 превосходят американские двигатели. «Аэрозин-50» уступает отечественному горючему «Гидразин-50» как по температуре плавления (-7,3°С вместо — 60°С), так и по эффективности, обеспечивая меньшую удельную тягу.

Заключение: Характеристики отечественных двигателей этого класса превышают американские по диапазону тяг и удельной тяге. Необходимо форсировать разработку двигателя 8Д725, обладающего наибольшей удельной тягой среди всех известных двигателей, использующих высококипящие не «экзотические» топлива.

В ОКБ-456 проводятся исследования, связанные с разработкой экспериментальных двигателей на высококипящих долгохранимых топливах, обладающих весьма высокой удельной тягой — от 380 сек для пентаборана в качестве горючего до 444 сек для флюидизированного гидрида берилия как горючего. Создание этих двигателей откроет новые возможности в развитии ракетной техники. О разработке подобных двигателей в США сведений не имеется.

Заключение: Форсировать работы по созданию двигателей 11Д11 и РД-560, способных на базе высококипящих компонентов топлива обеспечить предельные значения удельных тяг, характерные для фторо-кислородных и фторных двигателей.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 2016а (36-42)



19.08.1965г.

ОКБ-456 считает необходимым высказать ряд замечаний о книге «Развитие ракетного оружия и ракетных войск стратегического назначения» (Москва, Воениздат МО СССР, 1964 г.), выпущенной под грифом Главного штаба и Политического управления ракетных войск.

Книга представляет собой краткий очерк истории развития ракетной техники и ракетно-ядерного оружия в Советском Союзе и дает обзор наиболее важных работ, проводившихся в этой области. Она ценна как первый опыт популярного (хотя и для ограниченного круга читателей) изложения основных моментов истории развития ракетной техники и ракетного оружия. Выход подобных книг, даже с грифом «секретно», следует приветствовать, поскольку вопросами истории в указанном направлении у нас занимаются слишком мало сравнительно с зарубежными странами капиталистического мира.

К сожалению, если судить по разделу книги, касающемуся развития ракетного двигателестроения периода 30-х годов, историческое содержание книги не может заслуживать доверия, поскольку в упомянутом разделе книги имеется большое количество неточностей и ошибок.

Например, на странице 32 рассматриваемой книги сказано: «...Ф.А.Цандеру принадлежит приоритет в первых инженерных разработках жидкостных двигателей и ракет в СССР».

В действительности первый отечественный ЖРД был разработан в 1929-30 гг. и испытан в 1931 г. в Газодинамической лаборатории (ГДЛ) Технического штаба Начальника Вооружений РККА (г. Ленинград).

Первый жидкостный реактивный двигатель Цандера ОР-2 был изготовлен только в 1932 г., а испытания его начаты лишь в марте 1933 г.

Ф.А.Цандер вместе со своими сотрудниками приезжал в ГДЛ в 1932 г. и в январе 1933 г., где им демонстрировалась работа ЖРД на стенде. В течение 1929-33 гг. в ГДЛ была разработана серия ЖРД, начиная с ОРМ-1 по ОРМ-52. Двигатели ОРМ-50 и ОРМ-52 прошли официальные стендовые огневые испытания с заказчиком. Об этом свидетельствуют как опубликованные в печати сведения по развитию ракетной техники в СССР (например, книга «Источники энергии и их использование в реактивных двигателях», М. 1955 г., Воениздат; «Альбом конструкций ЖРД», М. 1958 и 1962 гг., книга «Из истории ракетной техники» изд. «Наука», М. 1964 г., статья «Из истории русской ракеты», журнал «Неделя» №3, 1965 г.), так и имеющиеся документальные материалы.

На стр.32 напечатано также:

«Велика роль Цандера в создании и формировании отечественной школы ракетостроения. Заложенные им основные принципы проектирования жидкостных ракетных двигателей были успешно развиты его учениками, многие из которых вскоре встали в первые ряды ученых, конструкторов и инженеров, создавших первоклассные образцы современных межконтинентальных ракет».

В действительности работа учеников Цандера не привела к созданию двигателей, пригодных для практического применения и оказалась бесплодной. Ни один ученик Цандера даже не участвовал в создании двигателей межконтинентальных ракет, ни современных, ни каких-либо других.

Коллектив, вышедший из ГДЛ (ОКБ-456), является автором всех мощных ЖРД, широко используемых в баллистических и космических ракетах.

На стр. 37 указано: «В 1929 г. был построен первый опытный ракетный мотор ОРМ-1 по проекту и при личном участии Ф.А.Цандера». В действительности этот двигатель был построен в 1930 г. в ГДЛ и Цандер не имел к нему никакого отношения.

Не подтверждается также описанная на стр. 33 встреча Цандера с В.И.Лениным (см. статью «Против искажения фактов и распространения вымыслов» в журнале «Вопросы истории КПСС» №6, 1965 г.).

На стр.35 указано, что на базе РНИИ были созданы специализированные конструкторские бюро и институты (КБ-7 и НИИ-3). Это вымысел, так как РНИИ был просто переименован в НИИ-3 в связи с передачей в НКОП, а КБ-7 возникло вне зависимости от РНИИ.

На стр.36 искаженно изложено содержание трех направлений по созданию ракет.

Сумбурно и неправильно изложено развитие ракетной техники в Советском Союзе в тридцатых годах. И не только по ЖРД. По пороховым ракетам не упоминаются действительные авторы PC — Б.С.Петропавловский и Г.Э.Лангемак, а приводятся вместо них фамилии лиц, повинных в репрессиях и гибели руководства РНИИ в период сталинского произвола.

Приведенных примеров достаточно, чтобы стала очевидной недопустимость публикации такого недоброкачественного материала, особенно учитывая, что эта книга предназначена в помощь «офицерам Ракетных войск в работе по воспитанию личного состава» (стр.179), т.е. рассматривается как учебник. По-видимому, авторы книги стали жертвой недобросовестного источника информации. К сожалению, время от времени в печати появляется такого рода дезинформация, поставляемая из ОКБ-1 MOM.

Дезинформация состоит в том, что через увеличительное стекло показываются скромные достижения сотрудников ГИРДа (Цандера, Королева, Корнеева и др.) и приписываются им не имевшие места достижения. При этом всячески замалчиваются или подаются в искаженном виде достижения ГДЛ, на несколько лет раньше ГИРДа начавшей исследования по ракетной технике и достигшей успехов еще до создания ГИРДа как опытной базы, организованной лишь в июне 1932 г. Дата организации ГИРДа с базой (подвал в доме №19 Садово-Спасской ул.) указана в письме Председателя Осоавиахим СССР т.Эйдемана от 17 апреля 1933 г. №679 на имя Наркомвоенмора и председателя РВС СССР т. К.Е.Ворошилова (ЦГАСА ф. 33988 оп. Зс, д.№229 л.46).

Ниже приведены выдержки из двух архивных документов:

1. В докладе Заместителя Председателя РВС СССР тов. Тухачевского М.Н. от 16 мая 1932 г., исх. №16288 Председателю Комиссии обороны т.Молотову В.М. «Об организации Реактивного Института» сказано: «У нас над вопросами использования реактивного двигателя в военном деле работает Газо-Динамическая Лаборатория Техштаба НВ РККА (ГДЛ) и, отчасти, Группа Инициаторов Реактивного Движения при ЦС Осоавиахима (ГИРД)». (ЦГАСА ф.4 оп.14 д.561 л.14).

2. В «Докладе о работах по изучению и применению реактивного движения», представленном в 1932 г. в связи с организацией Реактивного научно-исследовательского института указано:

«У нас в СССР в области реактивного движения систематическую научно-исследовательскую, опытную и конструкторскую работу ведет Газодинамическая лаборатория, находящаяся в ведении Технического Штаба Начальника Вооружений РККА.

Образовавшиеся за последний год при некоторых научных институтах (ЦАГИ), ВУЗах, а также при Осоавиахиме («МосГИРД», «ЛенГИРД») кружки и группы по изучению реактивного движения изобретателей по ракетам занимаются пока только умозрительной проработкой вопроса вообще, без постановки необходимых для плодотворной работы опытов, без надлежащего руководства и плана.

Ввиду этого Газодинамическая лаборатория, располагающая большим опытным материалом, имеющая в своем распоряжении хорошо подготовленные кадры работников по реактивному движению и, кроме того, имеющая уже теперь большие достижения в области практического применения реактивных приборов, является единственным учреждением, могущим послужить базой для широкого развертывания работ по реактивному движению и по применению его для боевых и народнохозяйственных целей». (ЦГАСА ф. 34272, оп.1, д.146, л.13).

В приведенных выдержках из документов совершенно четко определена ведущая роль ГДЛ среди организаций, занимавшихся проблемами ракетной техники в начале тридцатых годов.

Кроме того, в книге имеются ошибки в изложении работ Кибальчича, Кондратюка, в объяснении факторов, определяющих удельную тягу двигателя, и много других.

Прошу довести содержание этого письма до сведения авторского коллектива рецензируемой книги во избежание указанных ошибок в дальнейшем, а также до сведения военных академий и училищ, где эта книга используется для обучения личного состава.

Академик ГЛУШКО
Арх.№ 2016а (72-77)



28.08.1965г.

Ниже приведены дословные цитаты из выступлений тт. Королева С.П. и Пилюгина Н.А. на совещании, состоявшемся 26 августа 1965 г. в ВПК, по вопросу о состоянии работ в СССР по освоению Космоса.

1. «УР-500 задуман методически и технически неправильно».

2. «Не верю, что на 500К можно облететь Луну».

3. «Облет Луны на 500К это прожектерство и фантазия. Желаемое выдается за действительность».

4. «500К неперспективен для облета Луны».

5. «В 1967 г. никакой Луны облететь на 500К не можем и не будем».

1. «Идти на облет Луны на 500К нельзя. Слишком рискованно».

2. «Срок облета Луны на 500К в 1967 г. нереален».

B.П.ГЛУШКО
Арх.№2016а (56)



16.10.1965г.

Для решения задачи высадки экипажа на Луну с возвращением на Землю в США разрабатывается ракета Сатурн-5 (С-5), выводящая на низкую орбиту спутника Земли около 127 тонн полезного груза. Для решения той же задачи в Советском Союзе разрабатывается ракета Н-1 с выводом на орбиту около 90 тонн.

Помимо большой грузоподъемности С-5 имеет преимущество большей простоты по сравнению с Н-1, что повышает надежность, так как число двигателей в трех первых ступенях С-5 составляет лишь 11 шт. (5+5+1), против 44 шт. (30+8+6) у Н-1. По состоянию разработки С-5 находится далеко впереди Н-1.

Особую по важности проблему составляет обеспечение надежности ракеты Н-1. Серьезные опасения вызывает использование на борту Н-1 чрезмерно большого количества двигателей, доходящего до 50. Заложенная в проект система отключения двигателя в случае возникновения аварийной ситуации не гарантирует успех, так как в значительном числе случаев выход из строя двигателя сопровождается его разрушением, способным вывести из строя ракету. Наличие на борту 50-ти основных двигателей делает проблему надежности трудноразрешимой.

Изложенное показывает назревшую необходимость поиска другого пути решения полета на Луну, лучше решающего проблему надежности и приводящего к созданию ракеты, не уступающей основным техническим характеристикам американской С-5.

Таким путем является использование разработки ракеты «Протон» с последующим ее развитием. Ракета «Протон» в промежуточном двухступенчатом варианте и в основном трехступенчатом варианте обладает несколько большими стартовыми весами и способна вывести на орбиту спутника Земли несколько больший полезный груз, чем американские ракеты того же класса Сатурн-1 и Сатурн-1Б соответственно. При этом «Протон» выгодно отличается тем, что использует высококипящее топливо вместо трудно эксплуатируемых криогенных топлив (жидкие кислород и водород), а также в отличие от американских ракет может транспортироваться поблочно по железным дорогам. Это свидетельствует о значительном техническом преимуществе ракеты «Протон».

Выполненные в ОКБ-52 проработки показали, что при установке на двухступенчатой ракете «Протон» одной дополнительной ступени с 8 двигателями РД-270 тягой по 600 тонн каждый, разрабатываемыми в ОКБ-456, эта ракета-носитель выведет на орбиту вокруг Земли 120 тонн полезного груза. При этом на всех трех ступенях ракеты будет использоваться высококипящее топливо АТ+ДМГ. Такая ракета на базе «Протон» существенно более надежна, чем Н-1, так как на борту используется на 26 двигателей меньше, чем у Н-1, а именно, 8+6+4 + двигатели космических ступеней вместо 30+8+6 + двигатели космических ступеней. Кроме того, применение самовоспламеняющегося высококипящего топлива по всем ступеням также увеличит надежность ракеты, обеспечив безотказные пусковое зажигание, высотный запуск и упростив эксплуатацию.

Разработка двигателя РД-270 начата в ОКБ-456 по Постановлению ЦК КПСС и СМ СССР от 26 июня 1962 г. К настоящему времени разработан полный комплект технической документации, изготовлена оснастка нулевой очереди, и двигатель находится в производстве на опытном заводе ОКБ-456. Проводятся доводочные холодные и огневые стендовые испытания отдельных агрегатов. Завершается реконструкция стенда №2 ОКБ-456 для огневых испытаний двигателя.

При создании дополнительной ступени к «Протону» необходимо разработать лишь один новый унифицированный блок с одним двигателем РД-270. Этот блок будет иметь тот же калибр (4100 мм), что и центральный блок ракеты «Протон»; следовательно, изготовление его может быть организовано на заводе им. Хруничева с полным использованием оснастки, сварочных машин и стендового оборудования, применяющегося при изготовлении ракеты «Протон».

Стендовая горячая и огневая отработка этого блока может быть проведена автономно и, поэтому, достаточно быстро и надежно.

Транспортировка этого блока будет осуществляться так же, как и ракеты «Протон», т.е. ж.д. транспортом, и, вследствие этого на старте не нужно будет создавать больших заводских сооружений, которые необходимы для РН Н-1, имеющей в основе своей корабельную, а не блочную схему.

Для обеспечения высокой надежности и точности, необходимых при выведении РН УР-700 до второй космической скорости, целесообразно использовать для СУ УР-700 основные приборы и аппаратуру от ракеты Р-36, которые по степени отработки, надежности, точности и другим обеспечивают расчетные характеристики УР-700. Такая унификация приборов и аппаратуры от ракеты Р-36 помимо практической проверки, высокой надежности и точности сократит сроки разработки системы управления и сэкономит значительные средства, так как эти приборы и аппаратура уже проверены летными испытаниями и освоены в серийном производстве.

Предлагаемая РН УР-700 будет компактной: ее высота с учетом лунного корабля равна 60 м и диаметр 17 м (у Н-1 высота 105 м и диаметр 17 м). В отличие от Н-1 РН УР-700 допускает поблочную транспортировку всех ступеней по железной дороге.

Вес полезного груза, приходящийся на единицу веса незаправленной ракеты, для предлагаемой РН УР-700 больше, чем для Н-1, хотя УР-700 в отличие от Н-1 допускает поблочную железнодорожную транспортировку. За счет более тяжелого полезного груза и повышенного удельного веса топлива стартовый вес УР-700 больше, чем у Н-1, и составляет 4200 тонн вместо 2850 тонн.

Для РН УР-700 целесообразно построить стартовую позицию в непосредственной близости от стартовой позиции РН Н-1, используя при этом схему старта Н-1, ее основные проектные и конструктивные решения, штатную внешнюю энергетику, систему водо — и газоснабжения, систему связи, подъездные железнодорожные пути, грунтовые дороги, а также транспортно-установочный агрегат. Сборка ступеней ракеты и ее испытание могут проводиться в одном из пролетов монтажно-испытательного корпуса технической позиции Н-1.

Расчетно-конструкторские проработки показали, что на базе трехступенчатой ракеты-носителя УР-700 может быть обеспечен прямой полет космонавтов на Луну без каких-либо стыковок на орбитах вокруг Земли и Луны, путем использования на разгонной (4-й) ступени и тормозной (5-й) для посадки на Луну четырехкамерной сборки на базе фторо-аммиачного двигателя прототипа РД-301 (4x10 тонн), разрабатываемого в ОКБ-456.

Высокая удельная тяга, фактически достигнутая на этом двигателе при стендовых испытаниях (404 сек), и высокий удельный вес топлива (тот же, что для АТ+ДМГ) обеспечивают возможность осуществления наиболее простой и потому надежной схемы прямого полета на Луну.

При этом вторая космическая скорость может быть сообщена лунному кораблю весом 46 тонн. Лунные корабли ракет Сатурн-5 и Н-1 имеют вес 43 т и 37 т соответственно.

Работа по созданию дополнительной ступени с 8 двигателями РД-270 и ЛК на базе фторо-аммиачного двигателя прототипа РД-301 может вестись одновременно с летной отработкой «Протона» и осуществлением на ее базе облета Луны.

Ракета УР-700 таит в себе большие возможности дальнейшего усовершенствования. Так, при использовании на 3-ей ступени фтораммиачного топлива и двигателей РД-305 с тягой по 50 т, разрабатываемых в ОКБ-456, на орбиту спутника Земли может быть выведен полезный груз около 150 т, а вторая космическая скорость может быть сообщена кораблю весом свыше 50 т. При этом габариты 3-ей ступени останутся практически неизменными.

Когда в Советском Союзе будет освоено производство жидкого водорода, то использование этого горючего со фтором еще более повысит вес полезной нагрузки.

Таким образом, для решения задач полетов на Луну при интенсивной работе, начатой без промедления, к 1970 г. может быть создана тяжелая ракета УР-700 с характеристиками, превышающими американские (прямой полет на Луну), по более простой и надежной схеме, чем С-5 и Н-1.

Просим Вашего разрешения на выполнение эскизного проекта комплекса УР-700.

ЧЕЛОМЕЙ В.Н. БАРМИН В.П.

ГЛУШКО В.П. КУЗНЕЦОВ В.И.

Арх.№ 2016а (79-84)




25.05.1966г.

М.В.Мельников является одним из ведущих ученых в области ракетного двигателестроения. Им выполнен ряд важных исследований по камерам сгорания ЖРД, например: подтверждение равновесного характера процесса истечения; обоснование общего метода анализа потерь экономичности ЖРД; разработка представлений о рабочем процессе; исследование особенностей охлаждения и создание экспериментальной кислородо-керосиновой камеры с малыми потерями.

Мельников М.В. разработал ряд ЖРД нового назначения:

• источники газовой струи окислительного состава для испытаний теплозащитных материалов головных частей и спускаемых аппаратов;

• рулевые двигатели, использовавшиеся при первых полетах межконтинентальной ракеты Р-7 и при запуске первых искусственных спутников Земли, позволившие перейти к управлению полетом современных ракет с помощью качания камер вместо газоструйных рулей, а также увеличить дальность и эффективность баллистических ракет;

• "высотные" двигатели 8Д714 (совместно с ОКБ-154) и С15400 (по "замкнутой" схеме) для верхней ступени носителей 8К72 и 8К78, с помощью которых осуществлены первые полеты к Луне, полеты космических кораблей типа "Восток" и аппаратов "Луна", "Марс", "Венера", "Зонд", "Молния".Создание двигателя С15400 по "замкнутой" схеме (1960 г.) способствовало ускорению разработки двигателей подобной схемы с большой тягой в других ОКБ.

Интересна ведущаяся разработка нового двигателя 11Д58 для блока "Д" космических систем с экипажем на борту, как двигателя с многократным запуском в космических условиях.

Мельниковым М.В. организованы и развиваются с 1957 г. научные и проектные исследования двигателей нового класса — ядерных электроракетных двигателей (ЯЭРД), которые открывают новые перспективы для межпланетных полетов; обосновано прогрессивное направление разработки ЯЭРД с применением непосредственного преобразования энергии в реакторе — генераторе и литиевых плазменных движителей.

Мельниковым М.В. в 1945-49 гг. поставлено преподавание курса "Теории ЖРД" в МАИ, ВВИА и МВТУ, а в 1957 г. выпущена книга "Основы теории ЖРД".

Таким образом, Мельниковым успешно исследован ряд проблемных задач в создании новых ЖРД и внесен значительный вклад в развитие ракетно-космической техники в нашей стране.

Учитывая изложенное, поддерживаю выдвижение кандидатуры Мельникова М.В. в члены-корреспонденты АН СССР по специальности "энергетика".

Академик ГЛУШКО
Арх № 2016а (150-151)



12.12.1966г.

Для осуществления высадки космонавтов на Луну в США успешно разрабатывается ракета-носитель Сатурн-5 с космическим кораблем «Аполлон». Выполнение этого полета ожидается в 1968-69 гг. со значительной вероятностью завершения в 1968 г.

В СССР для решения этой задачи разрабатывается носитель Н-1 с космическим кораблем Л-3. В процессе выполнения этого проекта выявился ряд серьезных трудностей, из которых определяющей является задержка с разработкой надежных двигателей как для носителя, так и для космического корабля. Для трех ступеней носителя Н-1 и первой ступени корабля Л-3 двигатели разрабатываются в ОКБ-276 в течение длительного ряда лет (на тягу 40 т с 1959 г., на тягу 150 т с 1961 г.). За это время проведено около 600 пусков двигателей с тягой 40 т и около 300 пусков двигателей с тягой 150 тонн. Однако и в настоящее время процент аварийных пусков этих двигателей на стенде составляет 20-30%. Указанная статистика свидетельствует о том, что еще требуется значительное время для окончательной доводки двигателей, которое трудно оценить. Двигатели двух последних ступеней Л-3 (блоки И и Е) находятся в начальной стадии отработки.

В связи с изложенным возникает угроза того, что США первыми осуществят высадку двух космонавтов на Луну. В этом случае последующая посадка одного космонавта на Луну с помощью системы Н-1 — Л-3 может рассматриваться как свидетельство отставания СССР в соревновании с США в развитии ракетной техники.

Следует также отметить, что форсирование Сатурна-5, неоднократно проводившееся в США в последние годы, создало значительный разрыв в грузоподъёмности носителей Н-1 (проектная 95 т на орбите ИСЗ) и Сатурн-5 (около 130 тонн). Создание модифицированного носителя Н-1 на жидком водороде с грузоподъемностью 130 т и более фактически означает разработку новой ракеты.

Учитывая изложенное, группа главных конструкторов (Челомей, Глушко, Бармин, В.И.Кузнецов) год тому назад (от 15.10.65г.) внесла в министерство общего машиностроения предложение по разработке ракеты-носителя УР-700 с космическим кораблем ЛК-700, более успешно решающей задачи достижения Луны космонавтами и вопросы дальнейшего соревнования с США в освоении космоса.

Система УР-700 — ЛК-700 является дальнейшим развитием тяжелых ракетно-космических систем и выгодно отличается от Н-1 — Л-3 тем, что:

1.	Как на ракете-носителе, так и на лунном корабле ЛК-700 используются существующие, отработанные на стенде и летавшие двигатели с некоторыми доработками (с ракет УР-100 и «Протон»), находящиеся в серийном производстве;
2.	Позволяет вывести на орбиту искусственного спутника Земли 135 тонн на существующих двигателях и 145 тонн после завершения доводки двигателя РД-270 с тягой 600 тонн;
3.	Высокая грузоподъемность ракеты позволяет:

а) осуществить прямой полет на Луну и возврат с нее, без стыковок на орбитах, что упрощает конструкцию космического корабля, его системы управления и резко повышает надежность выполнения задачи;

б) совершить высадку на Луну двух космонавтов, вместо одного у Н-1 — Л-3, что существенно повышает безопасность экспедиции, так как позволяет космонавтам страховать друг друга;

в) осуществить при прямом полете посадку почти в любом районе Луны, в то время как у Н-1 возможна посадка лишь в районе экватора Луны;

4.	Ракета-носитель и лунный корабль ЛК-700 собираются из цилиндрических блоков — баков диаметров 4,1 м и 2 м, что позволяет использовать существующие на заводе им. Хруничева для производства баков «Протон» и УР-100 оснастку, сварочные машины и стендовое оборудование, стендовая горячая и огневая отработка этих блоков, на которых установлены двигатели, может быть проведена автономно;
5.	Все блоки ракеты транспортируются по железной дороге;
6.	Не требуется сборки, сварки и испытаний баков ракеты на месте старта;
7.	Несмотря на обеспечение транспортабельности по железным дорогам и примерно в полтора раза большую грузоподъёмность, конструктивное совершенство УР-700 -ЛК-700 значительно выше: а) сухой вес ракеты-носителя (265 т) почти такой же как у Н-1 (258 т); б) вес космического корабля ЛК-700, выводимого на орбиту вокруг Земли, составляет отвеса конструкции ракеты-носителя УР-700 50% при двигателях РД-253 (тяга 150 т) и 55% при двигателях РД-270 (тяга 600 т), против 37% у Н-1 — Л-3; в) высота ракеты составляет 66 м вместо 105 м у Н-1 — Л-3, а максимальный диаметр (16 м) на 1 м меньше;
8.	Количество двигателей на ракете-носителе УР-700 для первого этапа: 24+12+3=39 шт., для второго этапа: 6+3+3=12 шт., против 30+8+4=42 шт. для Н-1 и 5+5+1=11 шт. для Сатурна-5;
9.	На всех ступенях УР-700-ЛК-700 используются высококипящие долгохранимые компоненты одного и того же топлива (азотный тетроксид и диметилгидразин), что упрощает эксплуатацию;
10.	Использование в дальнейшем фторо-аммиачных и фторо-водородных двигателей, находящихся в настоящее время в разработке в ОКБ-456 (РД-304, РД-350 и др.) открывает перспективу еще большего форсирования грузоподъемности ракеты.

Грузоподъемность УР-700, использующей высококипящее топливо, несколько больше, чем у Сатурна-5 на кислородно-водородном топливе. Кроме того, Сатурн-5 не может транспортироваться по железной дороге и вместе с космическим кораблем имеет высоту почти вдвое большую, чем УР-700 — ЛК-700 (112 м вместо 66 м).

Во исполнение приказа министра общего машиностроения т.Афанасьева С.А. от 20.10.1965г., выпущенного на основании упомянутого предложения, конструкторскими бюро тт. Челомея, Глушко, Сергеева, Бармина, Кузнецова выполнен предэскизный проект систем УР-700 — ЛК-700.

Представительная межведомственная экспертная комиссия, назначенная приказом министра т. Афанасьева от 17.09.1966г. подтвердила правильность технического решения системы УР-700 — ЛК-700 и ее характеристики, перечисленные выше в пунктах 1÷10.

Ракета УР-700 спроектирована таким образом, что практически полностью используется комплекс Н-1. Стоимость доработки наземного оборудования оценена экспертной комиссией в 24 млн. рублей.

Стоимость разработки ракеты УР-700-ЛК-700 значительно меньше, чем Н-1 — Л-3, поскольку используются отработанные двигатели, находящиеся в серийном производстве, оснастка и оборудование для изготовления УР-100 и «Протон», многие отработанные узлы и элементы системы управления с Р-36 и другие отдельные существующие системы. Эта стоимость ориентировочно оценена экспертной комиссией в 600 млн. руб.

Трудности, возникшие с разработкой Н-1 — Л-3, требуют принятия безотлагательных мер по созданию системы УР-700 -ЛК-700, существенно отличающейся большей грузоподъемностью и надежностью, сравнительной простотой технических решений, рядом эксплуатационных преимуществ и большей перспективностью.

Мероприятия для включения в проект Постановления по разработке УР-700-ЛК-700 представляются нами в Министерство общего машиностроения.

При безотлагательном принятии необходимых организационных мер, в том числе выходе в 1966 г. Постановления ЦК КПСС и СМ СССР по разработке УР-700 -ЛК-700, начало летных испытаний возможно в конце 1968 г., а высадка советских космонавтов на Луну может быть осуществлена в конце 1969 г.

Учитывая исключительную политическую и научно-техническую важность для Советского Союза достижения и освоения Луны советскими космонавтами, просим Вас поддержать наше предложение, обеспечивающее реальную возможность решить задачу государственной важности.

ЧЕЛОМЕЙ В.Н. БАРМИН В.П. КУЗНЕЦОВ В.И. ИЗОТОВ С.П. ЛИХУШИН В.Я.

ГЛУШКО В.П. СЕРГЕЕВ В.Т. КОНОПАТОВ А.Д. ИСАЕВ A.M. ПУХОВ В.А.

Арх.№2443 (107-118)



19.07.1967г.

На запрос о рассмотрении проекта приказа по решению коллегии MOM от 7 июля 1967 г. и представлению по нему замечаний и предложений сообщаю:

Проект приказа составлен правильно, но желательно его дополнить. Основные и самые тяжелые по последствиям аварии систематически происходят с космическими объектами, разрабатываемыми ЦКБЭМ. Широкий контингент привлекаемых технических специалистов позволяет каждый раз определить отказ какого конкретно элемента конструкции объекта привел к аварии или катастрофе. Однако ограничиться мероприятиями лишь по устранению технических дефектов значит не вскрыть главной, основной причины систематических аварий, а, следовательно, иметь их и впредь.

Достаточно, например, посмотреть на исход летных испытаний всех четырех экземпляров ракет-носителей 11А511 с космическим кораблем 7К-ОК, чтобы убедиться в изобилии недоработок. Действительно, не останавливаясь на более мелких неполадках, следует отметить, что при пуске 28.11.66г. на орбите отказала СОУД — система ориентации и управления двигателем ориентации (перепутана полярность командных электроцепей) и неправильно сработала система СКДУ (ошибки в сборке), в итоге объект закрутился; при пуске 14.12.66г. из-за ошибки в электросхеме (не состыкованы системы САС и СУ) на старте сработала система САС, подожгла ракету, которая взорвалась и разрушила старт, выведя его из строя на полгода; при пуске 7.02.67г. на орбите не работал датчик ориентации, а при спуске корабля в плотных слоях атмосферы прогорело днище, и он затонул; наконец, при пуске 23.04.67г. сразу после выхода на орбиту не раскрылась одна из двух панелей солнечной батареи, что повлекло за собой отказ других систем и создало исключительные трудности космонавту в управлении кораблем. Преодолев эти трудности, В.М.Комаров проявил исключительное мастерство и в необычайно сложных условиях весьма точно повел вручную корабль на посадку. Отказ в работе парашютной системы не позволил кораблю благополучно приземлиться.

Таким образом, следует признать, что подготовка к полету космонавтов на кораблях 7К-ОК велась без должной серьезной отработки этого корабля на земле и в полете, что при каждом полете имели место серьезные ненормальности, каждый раз разные, и перед полетом космонавтов не было сделано ни одного нормального пуска корабля 7К-ОК. В этом причина катастрофы корабля 7К-ОК с космонавтом В.М.Комаровым!

Необходимо отметить, что в этом же плане несерьезной отработки ведутся летные испытания корабля Л-1 для облета Луны космонавтами. Если первый пуск этого корабля был сделан 10.03.67г. с нештатной системой ориентации, не давший нужных результатов, то при следующем пуске (8.04.67г.), из-за ошибки в электроподключениях при подготовке корабля Л-1, после вывода его на орбиту в результате неполадок он не мог быть запущен в сторону Луны.

В чем же причина столь несерьезной подготовки космических кораблей к летным испытаниям? Причина в том, что разработчик этих кораблей сконцентрировал у себя все основные разработки по космической тематике и из-за огромной перегрузки не в состоянии их глубоко проработать и отработать. Действительно, в ЦКБЭМ ведутся все разработки по пилотируемым кораблям — спутникам, по отработке сложной проблемы стыковки на орбите, по кораблям Л-1 облета космонавтами Луны, наконец, по десантной экспедиции на Луну на тяжелой ракете-носителе Н-1. Это помимо других работ, которые ведет ЦКБЭМ. Таким образом, вся основная космическая программа СССР возложена на ЦКБЭМ.

Эта монополия имеет и другую неприятную сторону, создает нетерпимость к техническим предложениям, исходящим от других ОКБ и уводит развитие отечественных ракетно-космических систем по неоптимальному пути. И это не все!

За последние годы США по ряду направлений обогнали СССР в освоении космоса, напр., достигли длительности непрерывного полета космонавтов по орбите ИСЗ до 14 суток, сделали много успешных сближений и стыковок на орбите, через 2-3 месяца пускают «Сатурн-5» и др. Нужно дать объяснение, почему мы, имея почти вдвое более тяжелые космические корабли, чем в США, и первые располагая ими, остановились на 5-суточном полете, выполненном В.Ф.Быковским еще в 1963 г.; почему мы, много лет работая для отработки стыковки на орбите, еще не приступили к ней; почему мы, обязавшись совершить облет Луны космонавтами к 50-летию Советской власти, непрерывно срываем свои графики. Наконец, почему накануне полета «Сатурн-5» грузоподъемностью на орбиту 130 тонн полезного груза, мы тщимся создать любой ценой ракету Н-1 с грузоподъемностью 75-95 тонн, сильно отстающую по готовности от «Сатурн-5» и не имеющую перспективу дальнейшего развития. (Предлагаемый ЦКБЭМ переход на жидкий водород связан не с модернизацией Н-1, а с созданием новой ракеты).

Наши отставания от США в освоении космоса являются следствием огромной перегрузки ЦКБЭМ, на которое фактически возложено состязание с США.

Монополия ЦКБЭМ на всю основную космическую программу СССР и как следствие многотемность, вызывающая распыление сил и внимания, перегруженность, препятствующая достаточно качественной разработке объектов — вот главная причина нашего отставания от США, которое с каждым годом усугубляется, причина систематического срыва устанавливаемых сроков наших разработок, причина разрушения ракет, старта и гибели космонавта.

Без решения этого главного вопроса всё по существу останется по-прежнему.

Нецелесообразно снимать с ЦКБЭМ и передавать другому ОКБ космические корабли-спутники («Союз»), отработку стыковки на орбите, над которыми уже много лет ведется работа. Также нецелесообразно за несколько месяцев до 50-летия Советской власти возвращать ОКБ-52 снятую с него в 1965 г. им предложенную и начатую разработку корабля для облета Луны. Но для того, чтобы дать возможность ЦКБЭМ справиться с этими работами, необходимо освободить его от сложного и неперспективного проекта полета на Луну на Н-1 -Л-3. Трудность отработки надежных двигателей с потребной удельной тягой для всех ступеней этой системы, необходимость стыковки на окололунной орбите, в то время как мы до сих пор не можем начать отработку стыковки хотя бы у Земли, крайняя ограниченность по весам, ставящая под сомнение возможность высадки на Луну двух космонавтов, и авантюрность высадки только одного космонавта, чреватой гибелью космонавта, сильное отставание в разработке этой системы по сравнению с США, бесперспективность H-1-Л-3 для дальнейшего использования в освоении Луны и планет, все это вынуждает в конце концов пересмотреть принятое ранее решение в отношении этой системы.

Предложение, внесенное в ЦК КПСС десятью ведущими работниками ракетно-космической техники в конце 1966 г. по разработке ракетно-космической системы УР-700-ЛК-700, до сих пор не получило должной поддержки, а длительно подготавливаемый проект постановления предусматривает разработку лишь эскизного проекта. В то же время УР-700-ЛК-700 лишено всех недостатков Н-1 — Л-3, именно, базируется на летавших надежных двигателях, использует оснастку для изготовления баков летавших ракет УР-500 и УР-200, обеспечивает прямой полет на Луну двух космонавтов и прямой возврат на Землю без всяких стыковок на орбитах, выводит на орбиту спутника Земли 135 тонн полезного груза, обеспечивает перспективу дальнейшего освоения Луны и планет, несколько превосходя американскую систему «Сатурн-5» — «Аполлон». Не говоря уже об эксплуатационных преимуществах УР-700-ЛК-700, именно, использование только высококипящих компонентов топлива, транспортабельность по железным дорогам, отсутствие необходимости в заводе изготовителе крупных частей ракеты на старте и др.

Следует наконец признать, что Н-1 — Л-3 неконкурентноспособно с «Сатурн-5» — «Аполлон» ни по техническим данным, ни по срокам готовности к выполнению задачи. В связи с этим ничем не может быть оправдана дальнейшая задержка с разработкой УР-700-ЛК-700. Рассчитывать на чудеса не приходится, поэтому срок, потребный для решения задачи высадки космонавтов на Луну, короче для более простой и надежной системы УР-700-ЛК-700, чем для Н-1 — Л-3. Но нужно развернуть работы по УР-700-ЛК-700, не теряя больше времени.

Сохранение монополий ЦКБЭМ и отклонение проекта УР-700-ЛК-700 на многие годы предопределит дальнейшие срывы, подчас с трагическим исходом, и усугубит нарастающее отставание СССР от США в ракетно-космическом состязании.

Академик ГЛУШКО Арх.№2230 (27-31)



29.07.1967г.

Будут рассмотрены вопросы применения ЖРТ (общий обзор), преимущества по сравнению с твердыми. Будут ли ЖРТ вытеснены новыми видами топлив — атомными, ионными, электрическими и т.д.?

За последние 3 года новых пар жидких топлив не было предложено. На старте и посадках ЖРТ не могут быть заменены.

Как следует относиться к новым топливам?

В случае прироста уд. тяги до 5 единиц следует работать без создания новых мощностей и больших затрат. Если прирост составит 10 единиц — следует создавать новые мощности. В случае большого выигрыша в приросте удельной тяги возможно вести разработки и с высокотоксичными топливами. Рассмотрены различные высококипящие топлива. При применении

1. N₂O₄+Г-50 можно получить 11,5 ед. d_топ =1,2 по сравнению с эталоном N₂O₄+HДMГ. Экспериментальные данные ГИПХ показали, что данные НИИ-1 показывают меньшие значения, чем расчетные. Для решения вопроса однозначно следует провести испытания на 10 т двигателе.

2. N₂O₄ +пентаборан уд. тяга — 32,5 ед. d_топ =1,1

3. N₂O₄ + N₂H₄ + 17%Be --— — 67,6

4. H₂O₂ + N₂H₄ + 23% Be -------— — 81,9

5. H₂O₂ + BeH₂ +------------------— — 128,6

Фактически такого эффекта нет; для пары N₂O₄ + пентаборан не отработан процесс сжигания — засорение форсунок значительно снижает уд. тягу; пару N₂O₄+N₂H₄ + 17% Be нельзя рекомендовать по причине большой вязкости.

Несомненный интерес представляют пары:

1. N₂O₄+Г-50

2. Н₂O₂+пентаборан

3. Н₂O₂+ВеН₂

Отмечено, что достигнуты успехи в области повышения стабильности Г-50, приготовленного из очищенных компонентов. Работа по обеспечению стабильности не окончена, однако есть надежды, что успех возможен. Для пары Н₂O₂+пентаборан лучшее сжигание происходит при введении добавок (5% керосина). Вопрос добавок с целью улучшения сгорания еще не окончательно решен. Нужен поиск других добавок.

Лимитируют объем работ с этой парой вопросы токсичности.

Для пары Н₂O₂+ВеН₂ следует форсировать работы по производству и проведению стендовых испытаний двигателя с тягой до 100 кг.

Следует рассмотреть другие пути синтеза, более простого — например прямой синтез из Be и Н₂ по методу НИИ-9. Пиролиз — метод ГИПХ — сложен. Концентрация Н₂O₂ не должна быть ниже 98%. Следует продолжить и форсировать получение более концентрированной Н₂O₂.

Рассмотрены низкокипящие топлива.

O2+Т-1 O2+НДМГ O2 +Н2 O2+Н2+28%Ве F2+NH3 F2+H2 F2+H2+20Li

эталон 0 (387) 8,8 89,4 179,6 47,5 119,3 162,5

Пара F₂+NH₃ отработана. Актуальным является разработка конструкторскими бюро изделия на фторе. Для F₂ +NH₃ и F₂ +Н₂ препятствующими факторами также является отсутствие санитарных норм. Очень плохо обстоит дело с поглощением выхлопов фтороводорода. ГИПХ следует дать тех. решение по поглощению выхлопов. Перевозка компонента на данный момент не удовлетворяет. Существует только один поезд, второй запланирован на 1969 год.

Трехкомпонентные топлива заслуживают внимания, однако в действительности прирост уд. тяги меньше.

Трудно сжигать Be в O₂, способы ввода Be в O₂ +Н₂ не решены.

Большее внимание заслуживает F₂ +Н₂ +20% Li.

Кроме указанных есть еще много других топлив. Ряд имеющихся топлив отсеивается из-за неудобств в эксплуатации. Некоторые «О» и «Г» могут быть применены в частных случаях.

Использование тиксотропных топлив. Встает вопрос о целесообразной величине вязкости.

Узловые вопросы:

1) производство ВеН₂ и Н₂O₂ .

2) Работы, связанные с топливами на фторе.

3) Форсирование работ, связанных с изучением, разработкой и внедрением смазочных и уплотнительных материалов.

4) Улучшение эксплуатационных свойств применяемых топлив.

Арх.№2583 (103-106)



10.06.1968г.

Ученый совет НИИТП обратился в КБЭМ письмом от 19.04.68г. с просьбой дать от лица организации отзыв о научной и практической ценности представленных трудов.

С 1933 г. соискатель проводит научно-исследовательские и конструкторские работы по жидкостным ракетным двигателям, а с 1960 г. — по бортовым источникам питания.

Являясь учеником и сотрудником Ф.А.Цандера, соискатель работал с 1933 г. до 1938 г. над созданием ЖРД, использующих жидкий кислород в качестве окислителя. Как известно, разработки соискателя носили поисковый характер и не привели к созданию конструкции, пригодной для практического применения. С 1938 г., в связи с репрессией в РНИИ руководителя разработок ЖРД, использующих азотнокислотные окислители, соискатель, ранее активно проявлявший негативное отношение к азотнокислотному направлению, переключился на разработку ЖРД этого класса и впоследствии почти только ими и занимался. Этот этап своей деятельности соискатель начал с того, что снял с ракетопланера РП-318 и без нужды переделал доставшийся ему азотнокислотный двигатель ОРМ-65, прошедший доводочные, официальные стендовые испытания, присвоил двигателю свой шифр и с ним в 1940г. были проведены летные испытания этого ракетопланера. То, что замена двигателя не вызывалась необходимостью, следует также из того, что еще в начале 1939 г. ОРМ-65 успешно прошел двукратные летные испытания на крылатой ракете 212. Более того, двигатель, поставленный на ракетопланер вместо ОРМ-65, был хуже по основной характеристике ЖРД — удельной тяге (194 вместо 210 сек при номинальной тяге 150 кг).

Впоследствии соискатель вложил много труда и изобретательности в разработку нескольких конструкций азотнокислотных ЖРД с баллонной подачей и автономным насосным питанием, прошедших официальные стендовые испытания и испытывавшихся на различных экспериментальных самолетах. Однако эти ЖРД на вооружение приняты не были и внедрения в эксплуатацию не получили.

Работы Л.С.Душкина по ЖРД не имеют отношения к ракетно-космическим достижениям, прославившим нашу Родину. Таков итог многолетней работы соискателя по ЖРД.

В изложении состояния разработок ЖРД в ГДЛ и в ГИРД соискатель сообщает неверные сведения с первых же строчек своего доклада. Фактически стендовые огневые испытания ЖРД проводились в ГДЛ уже в 1931-1932 гг., в то время как в ГИРД лишь с 1933 г. Однако соискатель, говоря о начале работ с ЖРД в нашей стране, на первое место ставит ГИРД, в котором работал сам.

На той же странице (6) соискатель далее пишет: «Итогом начального развития этих работ явилось создание в 1933 г. в ГИРДе и ГДЛ первых работоспособных образцов камер кислородных и азотнокислотных ЖРД с тягой от 150 до 300 кг». В действительности только двигатели ГДЛ развивали эту тягу. Так в 1933 г. прошли официальные стендовые огневые испытания ОРМ-50 тягой 150 кг и ОРМ-52 тягой до 300 кг (с военпредами заказчика), обе с химическим зажиганием. Лишь один двигатель ГИРДа ОР-10 развивал в 1933 г. тягу 65 кг, а другие и того меньше.

Столь же необоснованно утверждение на 7, 24 и др. стр., что первые экспериментальные научно-исследовательские работы по кислородным ЖРД были проведены лишь в 1937 г. М.К.Тихонравовым, а по азотнокислотным ЖРД в 1938 г. соискателем. Первые экспериментальные НИР по кислородным и азотнокислотным ЖРД были начаты в 1931-32 гг. в ГДЛ, о чем гласит до сих пор сохранившиеся отчеты и открытые публикации, хорошо известные соискателю.

Голословно утверждение соискателя (стр.9, 14), что им впервые (в 1938 г.) была принята «идея организации рабочего процесса в камере ЖРД по схеме прямоточного движения обоих компонентов топлива через цилиндрическую камеру сгорания от головки к соплу». По этой схеме был выполнен, например, ОРМ-9, проходивший огневые испытания в ГДЛ в 1932 г. Этот двигатель описан в литературе, а его макеты демонстрируются, в числе других, на выставках в ВДНХ и в музеях.

К числу «новых», найденных соискателем в 1938-40 гг. конструктивных решений, он относит также «введение улучшенной схемы наружного охлаждения камеры и сопла основанной на использовании обоих компонентов топлива». «Проток их в рубашках охлаждения осуществлен по винтовым спиральным каналам».

В то же время соискателю известно, что разрабатывавшиеся конструкции ОРМ-67 и ОРМ-68 — тоже 1937 г., а также все последующие охлаждались обоими компонентами (окислителем и горючим). Ну, а спиральное оребрение для охлаждения применялось в ГДЛ на всех двигателях с 1933 г.

Неточно соискатель указывает, что впервые «разработки по ЖРД с насосной системой подачи топлива были осуществлены под руководством автора в НИИ-1 в период 1943-45 гг.» (стр.27), «разработаны первые отечественные схемы и устройства автономных ЖРД с насосной подачей топлива многоразового действия» (стр.116).

Фактически первые отечественные разработки схем и конструкций автономных ЖРД с ТНА многоразового действия были начаты в ОКБ НКАП-НКВД (г. Казань) в 1941-42 гг., когда был выпущен полный комплект рабочих чертежей этого двигателя, а в 1942 г. успешно проведены стендовые испытания камеры сгорания с насосами, сначала с приводом от постороннего источника энергии (см. напр., «Альбом конструкций ЖРД», часть 1, 2, изд-во М.О., 1958 г., стр.27 и далее). В дальнейшем, в соответствии с запросами заказчика, это ОКБ сконцентрировало свои усилия на разработке вспомогательных самолетных ЖРД с насосной подачей топлива (привод от основного двигателя самолета), а работы с автономным ЖРД (РД-3 и др.) прекратило в 1945 г. Соискатель с коллективом, начав свою разработку автономного ЖРД двумя годами позже, довел ее до конца, и в этом его заслуга. Однако, как уже указывалось, применение этого двигателя дальше экспериментальных самолетов не пошло.

Необъективное изложение соискателем вопросов развития отечественного ракетного двигателестроения и своей роли в этом развитии могут иметь вредные последствия, поскольку соискатель ведет широкую педагогическую работу в ВУЗе.

Успешнее шли работы у соискателя с 1960 г. в системе объединенного ОКБ-165 МАП по созданию бортовых источников питания с турбогазогенераторным приводом на жидком и твердом топливах. В результате проведенных исследований процессов, происходящих в этих энергетических установках, под его руководством были разработаны установки мощностью несколько десятков лош.сил: на жидком топливе «БИП-53» и на твердом топливе «БИП-63», предназначенные для бортового питания электрических и гидравлических систем в ракетах класса ЗУР, причем, «БИП-53» принят на вооружение в системе ракеты «В-860» и внедрен в серийное производство (стр. 115-116).

Полагаю, что Ученый совет НИИТП учтет изложенное при решении вопроса о присвоении Л.С.Душкину ученой степени.

Начальник и Главный конструктор КБЭМ,
академик В.ГЛУШКО
Арх.№2443 (164-168)



13.11.1968г
УТВЕРЖДАЮ
Гл. конструктор ОКБ-456 В.П.ГЛУШКО

Для проведения испытаний на полноразмерной камере сгорания с целью подтверждения энергетических характеристик топлива: высококонцентрированная перекись водорода+пентаборан, полученных в ГНИИХТЭОС на модельном лабораторном двигателе с тягой до 100 кг, в КБ Энергомаш создана экспериментальная двигательная установка типа 502Э9Д-500 (экспериментальный прототип двигателя 11Д11).

Доводочные испытания этой установки на стендах лаборатории 51 и Приморского филиала КБЭМ проводились с целью отработки матчасти и выбора варианта с надежной работоспособностью на компонентах: высококонцентрированная перекись водорода + керосин, а также с целью проверки стендового комплекса.

Двигательная установка типа 502Э9Д-500 представляет собой конструкцию, состоящую из газогенератора, переходника (газовода), форсуночной головки и нижней части камеры сгорания;
1 Газогенератор — агрегат, предназначенный для разложения жидкой перекиси водорода на каталитическом пакете с катализатором КЖМпС-10, разработанным ГНИИХТЭОС. В процессе создания агрегата были опробованы несколько вариантов газогенератора...
...

3 .Форсуночная головка(ФГ) — узел смесеобразования двигательной установки. В процессе отработки этого основного узла установки было проверено 12 вариантов.

В результате проведенной отработки была принята схема запуска и выключения, обеспечивающая надежный и безаварийный выход установки на режим главной ступени и отключения установки с главной ступени...

1. В результате проведенных испытаний отработан вариант экспериментальной двигательной установки с ФГ 502ЭК-840 (502ЭК-840Д), показавший надежную работоспособность на компонентах топлива перекись водорода 96÷98% + керосин.

2. Проведенные работы на стенде сооружения 200

Приморского филиала показали нормальное функционирование всех систем и отвечают предъявляемым к ним требованиям.

Считать возможным приступить к испытаниям экспериментальной двигательной установки на стенде сооружения 200 Поиморского филиала КБЭМ на компонентах натурного двигателя — перекиси водорода 96÷98% конц. + пентаборан.

ЗАМ.ГЛАВНОГО КОНСТРУКТОРА ЗАМ.ГЛАВНОГО КОНСТРУКТОРА ВЕДУЩИЙ КОНСТРУКТОР ЗАМ.ГЛАВНОГО КОНСТРУКТОРА НАЧАЛЬНИК ОТДЕЛА 529 НАЧАЛЬНИК ЛАБОРАТОРИИ 51 НАЧАЛЬНИК ОТДЕЛА 522 НАЧАЛЬНИК ЛАБОРАТОРИИ 54 НАЧАЛЬНИК ОТДЕЛА 521

Радовский Курбатов Шошин Кузьмин Дарон Шабранский Вебер Егорцев Кременецкий

Арх.№ 2799 (41-46)



04.12.1968г.

В октябре с.г. КБЭМ внесло в ЦКБЭМ (тов. Мишину В.П.) предложение об использовании на первой ступени форсированной модификации ракеты Н-1Ф разрабатываемых в КБЭМ двигателей тягой 600-640 т в варианте кислородо-керосинового топлива (8Д420К), вместо предполагаемой установки 36 двигателей тягой по 175 т. Эта замена позволит сократить количество двигателей с 36 шт. до 9-12 шт., что должно повысить надежность двигательной установки в целом. Использование системы резервирования с отключением аварийного двигателя становится не обязательным при уменьшенном количестве двигателей. Это приобретает особое значение, если учесть ненадежность самой системы отключения аварийного двигателя, не гарантирующей отключение двигателя до его внешнего разрушения.

Помимо увеличения надежности возникает возможность некоторого улучшения других характеристик ракеты в связи с тем, что:

1. Удельная тяга двигателя 8Д420К больше на 17 единиц на земле (317 сек вместо 300 сек) и на 10 единиц в пустоте (341 сек вместо 331 сек) при удельном весе двигателя около 8,6 кг/т.

2. При установке 12 двигателей создается резерв тяги, который может быть использован.

3. Двигатель 8Д420К качающийся, в отличие от неподвижных двигателей тягой 175 т, что позволяет, в случае использования системы резервирования не отключать вместе с отказавшим двигателем нормальный двигатель для компенсации перекоса тяги на ракете; кроме того, управление полетом путем качания двигателей вместо рассогласования тяги неподвижных двигателей исключает потери, связанные со снижением тяги при дросселировании двигателей.

4. В перспективе, при использовании на верхних ступенях Н-1Ф жидкого водорода вместо керосина, на первой ступени вместо керосина можно использовать НДМГ, что повысит удельную тягу двигателя еще на 10 сек. При этом замена керосина на НДМГ не требует существенных доработок на стартовой позиции.

По заявлению КБОМ (тов. Бармина В.П.) использование на Н-1Ф 9 или 12 шт. двигателей 8Д420К не потребует каких-либо изменений на стартовой площадке, а в случае необходимости на ракете могут быть установлены и 10 этих двигателей.

По заявлению НИИАП (тов. Пилюгина Н.А.) установка качающихся двигателей 8Д420К позволит в несколько раз сократить аппаратуру управления полетом двигателями и соответственно кабельную разводку.

Привязка двигателей 8Д420К к ракете Н-1Ф не только улучшит характеристики этой ракеты, но будет также способствовать разработке летных образцов мощного двигателя, который послужит основой для создания более мощных перспективных ракет, когда использование чрезмерно большого количества двигателей станет недопустимым.

В США разработан двигатель F-1 тягой 680 т, используемый на Сатурн-5, и отсутствие двигателя этого же класса тяги в СССР лишило бы нас возможности дальнейшего развития ракетно-космической техники.

Это предложение было доложено в октябре с.г. тов. Афанасьеву С.А. и одобрено им к проработке. Однако до настоящего времени проработка еще не завершена.

Ввиду важности внесенного предложения прошу Вашего указания о проработке этого предложения с участием ведущих организаций MOM.

Главный конструктор ГЛУШКО
Арх.2443 (204-205)



08.01.1969г.

Прошу внести в предложение к плану проектно-поисковых и опытно-конструкторских работ по созданию космических средств для решения научных задач следующие дополнения и изменения:

1. В КБПМ в кооперации с КБЭМ и другими организациями разрабатывается для СНТВ унифицированный разгонный блок — 4-я ступень УР-500К на фторо-аммиачном топливе. Этот носитель (УР-500 КФА) обеспечивает выведение на геостационарную орбиту ИСЗ весом 2,6 тонны.

Целесообразно использовать этот более мощный носитель для решения ряда задач, перечисленных в плане на страницах 3,4,5,6,7, требующих пуски, начиная с 1971 г.

2. Разработка в качестве следующего этапа унифицированного разгонного блока — 4-й ступени УР-500К на фторо-водородном топливе позволит с еще большей эффективностью решать задачи, требующие пуски с 1973-74 гг. (стр.7).

3. Включить в план разработку и использование ракеты-носителя грузоподъемностью 50 тонн на опорную орбиту ИСЗ, что должно заполнить разрыв между грузоподъемностью УР-500К и Н-1. Эта ракета (предложение тов. Янгеля М.К., поддерживаемое КБЭМ) — двухступенчатая, моноблочная, транспортируемая по воде и воздуху, на AT с НДМГ, с четырьмя двигателями 8Д420 на первой ступени и одним двигателем 11Д44 на второй ступени. Отличается простотой и надежностью.

4. Включить разработку двигателя типа 8Д420 тягой 600 тонн на топливах AT с НДМГ и кислород с керосином или НДМГ, или водородом. Этот двигатель может быть использован для форсированных модификаций Н-1, если создание их будет признано целесообразным. Главное назначение двигателей типа 8Д420 — это сверхмощные ракеты-носители — следующее поколение РН.

5. Включить разработку ЯРД схемы "В", которая должна быть в основном завершена к концу периода времени, охватываемого рассматриваемым планом.

Главный конструктор ГЛУШКО
Арх.№ 2583 (72-73)



29.01.1969г.

Докладываю основные соображения, связанные с осуществлением ракетно-космических программ в СССР в свете последних событий.

1. СССР открыл в 1957 г. космическую эру и впервые сделал много замечательных основополагающих шагов в освоении космоса. Однако за последние несколько лет мы сдавали США одну позицию за другой, по мере того как эта страна продвигалась вперед в развитии космонавтики.

В настоящее время мировое общественное мнение оценивает положение США как ведущих в этой области человеческой деятельности.

Основным достижением США, производящем наиболее сильное впечатление на народы всех стран, является наличие у них успешно летающей самой мощной в мире ракеты-носителя (РН) с грузоподъемностью 127 тонн на опорной орбите ИСЗ и облет Луны тремя космонавтами с помощью этой РН на космическом корабле «Аполлон» в конце 1968 г. Более того, в мае — июне 1969 г. США намереваются высадиться на Луне.

Мы не располагаем РН такой грузоподъёмности. Есть надежда, что наша РН Н-1 грузоподъёмностью 75-95 тонн начнет летать в 1969 г. При этом возникают вопросы: Как быстро будет отработана система Н1-ЛЗ? Может ли быть обеспечена необходимая для этого надежность заложенными в систему конструктивными решениями и проведенной наземной отработкой? Целесообразно ли продолжать осуществление проекта Н1-ЛЗ для высадки на Луну одного космонавта после того, как США высадят два космонавта и, вероятно, не один раз? Не будет ли это служить лишь демонстрацией перед всем миром нашего глубокого отставания?

2. Это серьезные вопросы, но частные. Прежде всего, следует решить, какие задачи мы ставим перед собой на будущее в свете создавшегося положения. Собираемся ли мы вернуть свое прежнее положение ведущей космической державы по основным проблемам изучения и использования космоса, или мы готовы примириться с тем, что будем идти сзади США, время от времени частично повторяя в меньшем объёме достижения США в ракетно-космической деятельности. Если второе, то организационно — технически все упрощается, но нужно быть уверенным, что признание своего поражения и научно-технического и политического будет оправдано дальнейшим ходом событий. Если первое, то нельзя ограничиться форсированием реализации существующей у нас программы. Так, создание системы Н1-ЛЗ для высадки космонавта на Луну было целесообразным при условии ее осуществления в первоначально намеченные сроки. В настоящее время система Н1-ЛЗ устарела и не отвечает задачам ни догнать, ни тем более, перегнать США.

Для того, чтобы «перегнать» необходимо поставить перед собой новую крупную научно-техническую задачу по освоению Луны, существенно превышающую возможные будущие достижения США, которые можно ожидать в течение того времени, которое потребуется нам для выполнения поставленной задачи. Причем следует учитывать, что в течение этого времени США будут совершенствовать свою основную ракетно-космическую систему.

По-видимому, такой новой задачей может явиться создание долговременной базы на Луне для нескольких космонавтов, снабженной ядерной энергоустановкой и луноходами.

Отсюда определяется требование к весу космического корабля и грузоподъёмности РН.

Надо всемерно ускорить летные испытания Н-1, чтобы реально выяснить ее возможности, разрабатывать форсированные модификации Н-1 и обязательно компенсировать недостаточную грузоподъемность РН Н-1 стыковкой на орбите ИСЗ. Так, при использовании двух РН Н-1 путем стыковки на опорной орбите ИСЗ возникает возможность создания космического корабля.

3. Для форсированной модификации Н-1Ф на первой ступени предусматривается использование до 42-х двигателей тягой по 175 тонн. Столь большое количество двигателей ставит под сомнение надёжность работы носителя, так как система резервирования с отключением аварийных двигателей не может гарантировать отключение двигателя до его внешнего разрушения, опасного для ракеты. Расчеты показывают, что достаточно системе резервирования иметь степень надежности 75% или менее, чтобы она оказалась неэффективной. Поэтому использование предложенных КБЭМ двигателей тягой 600 тонн (12 шт. вместо 42 шт.) повысит надежность ракеты, а также и грузоподъёмность, так как эти двигатели обладают большей удельной тягой.

Замена керосина диметилгидразином на Н-1Ф дополнительно повысит удельную тягу на 10 единиц и потому также заслуживает серьезного внимания. Представляется целесообразным рассмотреть компетентному органу эти предложения КБЭМ и принять их.

4. Для решения ряда задач космонавтики РН типа «Протон», Сатурн-1 оказываются недостаточно грузоподъёмными (до 20 тонн), а типа Сатурн-5, Н-1 слишком мощными (около 100 тонн и более) и неоправданно дорогими. В связи с этим в США прорабатываются варианты создания РН промежуточной грузоподъемности с предпочтением в пользу долгохранимого топлива — AT с ДМГ.

Создание РН промежуточной грузоподъёмности необходимо и в СССР. Требования к такой ракете полностью удовлетворяет предлагаемая М.К.Янгелем двухступенчатая моноблочная ракета на AT и ДМГ с 4-мя двигателями КБЭМ тягой по 600 тонн на первой ступени и одним двигателем типа РД-253 с высотным соплом — на второй ступени. Это исключительно простая по схеме и потому надежная ракета обладает грузоподъемностью 50 тонн! Диаметр корпуса ракеты 6 м, транспортировка с завода на полигон — водой. Установка третьей ступени на фторо-водородном топливе с двигателем РД-351 КБЭМ (тяга 25 т) даст грузоподъемность около 75 тонн!

Создание такой ракеты представляет дополнительный интерес еще и потому, что в случае необходимости будет иметься возможность пакетирования на полигоне этих двух— или трехступенчатых носителей, что позволит достигать грузоподъемности до 225 тонн при трехблочном пакетировании и до 450 тонн при шестиблочном!

Целесообразно безотлагательное утверждение к разработке этого предложения.

5. Облет Луны космонавтами на корабле «Зонд» представляется оправданным, поскольку этот облет уже был дважды выполнен в автоматическом варианте, а в печати было открыто объявлено, что этот корабль сделан пригодным и для пилотируемого полета.

6. Стационарные ИСЗ, имеющие исключительное значение для постоянной дальней космической связи, запускаются в США уже ряд лет («Эрли-Берд», «Синком» и др.). У нас их нет. Представляется необходимым форсировать создание НТВ и предназначенной для выведения на стационарную орбиту РН УР-500К с 4-ой фторо-аммиачной ступенью (ОКБ тов. Решетнева М.Ф.). Этот носитель с универсальной 4-ой ступенью может с успехом использоваться и в тематике ОКБ тов. Бабакина Г.Н., когда не хватает грузоподъемности «Протон» с кислородно-керосиновым блоком «Д».

7. Порождает беспокойство отсутствие должного развития у нас работ по созданию систем жизнеобеспечения (СЖО), пригодных для перспективных космических полетов. Необходимо ускорить решение вопроса о создании специализированной научно-исследовательской и конструкторской организации с производственной базой для ведения этих разработок.

8. Итак, наша страна, впервые проложив дорогу в Космос и блестяще лидируя в течение ряда лет, в последние годы постепенно теряла свои позиции и в настоящее время отошла на второе место после США. Причем никакое форсирование существующих у нас ранее принятых программ не может изменить создавшееся положение. Принятие же новой программы потребует для ее реализации, по крайней мере, нескольких лет интенсивного труда, в течение которых наше положение существенно не изменится.

Уместно задать вопрос, почему это произошло. Ведь наши программы не предусматривали отход на второе место! В чем же причина систематического и многократного срыва сроков выполнения этих программ?

По-видимому, в допущенных организационных ошибках. Основная ошибка связана с концентрацией всех трудоемких, определяющих наше положение сложных ракетно-космических разработок в одной конструкторской организации — ЦКБЭМ. Эта линия исходила из ЦКБЭМ, но не была пресечена, что привело к недопустимой перегрузке ЦКБЭМ и, как следствие, к срывам плановых сроков.

В результате так и не был совершен подготавливавшийся полет космонавта на корабле «Восток» длительностью три недели; по сей день самым длительным в СССР является 5-тидневный полет В.Ф.Быковского в 1963 г. Надолго задержалось осуществление пилотируемого полета на корабле «Союз». Некачественная отработка этого корабля привела к гибели В.М.Комарова. Полтора года прошло от установленного срока для облета Луны, но пройдет еще несколько месяцев до его осуществления. Также просрочена и высадка советских космонавтов на Луне.

По-видимому, целесообразно пересмотреть загрузку основных ракетных ОКБ с целью сделать ее более равномерной и обязательно повысить их ответственность за выполнение планов. Без этих мероприятий бесплодными окажутся также все призывы к обеспечению надёжности конструкции, которая не находится у нас на должном уровне.

Академик ГЛУШКО
Apx.№ 2583 (9-13)



04.03.1969г.

Заслушав и обсудив представленные ЦКБЭМ и КБЭМ материалы по двигателям 8Д420 и 8Д420К (тяга у Земли 600-640 тонн) на компонентах топлива азотный тетроксид с несимметричным диметилгидразином и жидкий кислород с РГ-1 соответственно, и материалы по вариантам двигательной установки I ступени ракеты Н-1Ф с двигателями 11Д51Ф (тяга у Земли 175 тонн) и 8Д420К на компонентах топлива жидкий кислород и РГ-1, Совет считает возможным сделать следующие выводы:

1. Разработка и использование двигателя типа 8Д420 позволит ликвидировать имеющееся в настоящее время отставание отечественного ракетостроения от американского в части разработки мощных ЖРД и обеспечит создание в СССР двигателя с существенно лучшими характеристиками по удельным параметрам, весу и габаритам, чем устанавливаемый на ракете «Сатурн-V» наиболее мощный американский двигатель F-1: при одинаковых компонентах топлива (O₂ + РГ-1 на 8Д420К и O₂ + RP-1 на F-1) двигатель 8Д420К должен иметь уд.тягу на земле на 57 сек и в пустоте на 53 сек больше, чем на F-1, а уд. вес заполненного компонентами дв-ля в ~ 1,4 раза меньше и габаритный объем в ~ 1,4 раза меньше, чем на F-1.

2. Разработка двигателя типа 8Д420 позволит обеспечить дальнейшие перспективы развития отечественного ракетостроения.

Например, при разработке мощных перспективных ракет-носителей потребуется существенное увеличение количества двигателей в двигательной установке. В этих условиях наиболее рациональным с точки зрения повышения надежности, упрощения системы управления и конструкции ракеты будет повышение тяги единичного двигателя до максимально возможного значения.

Применение двигателя 8Д420 или его модификаций, работающих на криогенных топливах, позволит в укороченные сроки обеспечить создание таких носителей.

3. Ближайшим возможным вариантом использования двигателя типа 8Д420 является постановка его модификации 8Д420К на I ступень ракеты Н-1Ф. При этом следует отметить следующие преимущества при замене 36 двигателей 11Д51Ф 9-ю — 10-ю 640-тонными двигателями или 42-х двигателей ПД51Ф 12-ю 640-тонными двигателями:

— с уменьшением числа двигателей в двигательной установке упрощается задача обеспечения высокой надежности. Например, обеспечение надежности ДУ Р_ду =0,99 для варианта 36-ти 175-тонных двигателей требует обязательного применения резервирования при условии обеспечения его надежности не ниже 0,9, обеспечение надежности Р_ду =0,99 для варианта 42-х 175-тонных двигателей требует надежности резервирования не ниже 0,94.

Обеспечение столь высокого уровня надежности резервирования представляется в настоящее время малореальным.

В то же время надежность Р_ду =0,99 при 9-ти — 10-ти 640-тонных двигателях достигается при надежности резервирования соответственно 0,63 и 0,66, а при 12-ти 640-тонных двигателях при надежности резервирования 0,73. Без резервирования реально достижимая надежность ДУ с 9-ю — 10-ю двигателями может быть Рду >0,97, а с 12-ю двигателями Рду>0,96.

При этом надежность единичного двигателя принята равной 0,997.

Сокращение почти в 4 раза числа двигателей и введение для управления ракетой в полете их качания вместо дросселирования должно привести к уменьшению веса и повышению надежности системы управления.

4. Завершенность подготовки производства и освоения всех основных технологических процессов на заводе КБЭМ, реальная возможность начала поставки камер сгорания двигателя 8Д420К заводом «Металлист» (г.Куйбышев) с 1969 года, относительно небольшой объем изменений конструкции двигателя 8Д420К по сравнению с разрабатываемым двигателем 8Д420, полная подготовленность стендовой базы КБЭМ для доводки двигателя 8Д420 и сравнительно небольшая трудоемкость перевода ее на доводку двигателя 8Д420К позволяют считать реальным названный КБЭМ срок завершения основного объема доводки двигателя 8Д420К и начала его поставок на летные испытания к концу 1971 года, т.е. срок, соответствующий общим срокам по ракете Н-1Ф и предусмотренный проектом Постановления ЦК КПСС и СМ СССР.

На основании изложенного Совет постановляет:

1. Считать необходимым создание двигателя типа 8Д420 для обеспечения перспектив в разработке будущих мощных ракет-носителей. В связи с этим, интенсифицировать работы в КБЭМ по завершению основного объема доводки двигателя 8Д420 и вести разработку вариантов этого двигателя на криогенных топливах.

2. Считать целесообразным применение двигателя 8Д420К на I ступени форсированной модификации ракеты Н-1Ф.

Исполнитель В.П.ГЛУШКО
Арх. № 2583 (67-69)



29.04.1969г.

В соответствии с Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 19 июня 1964 г. № 524-215 Министерством была открыта тема «Разработка ядерного реактивного двигателя РД-600» сметной стоимостью 20 млн. рублей.

В течение 1960-1968 гг. по двигателю РД-600 в КБЭМ и смежных организациях был проведён комплекс проектно-конструкторских, расчетно-теоретических, производственно-технологических и экспериментально-исследовательских работ, результаты которых представлены в следующих отчетных материалах:

1. Аванпроект ядерного реактивного двигателя РД-600 с газовым реактором (направлен в MOM с исх. от 30.09.64г.);

2. Отчет по разработке предэскизного проекта стендового экспериментального однотвэльного двигателя петлевого типа с газофазным ТВЭЛ'ом (направлен в MOM с исх от 09.04.65г.);

3. Отчет о работах по ядерному реактивному двигателю РД-600 за 1966 г. (направлен в MOM с исх. от 31.12.66г.);

4. Отчет о работах по ядерному реактивному Двигателю РД-600 за 1967г. (направлен в MOM с исх. от 04.01.68г.);

5. Ядерный реактивный двигатель РД-600. Краткие результаты расчетно-конструкторских и научно­исследовательских работ (направлен в MOM с исх. от 18.12.68г.); данный отчет по существу выполнен в объеме предэскизного проекта; соответствующий положительный отзыв получен от ЦНИИМАШ (исх. от 15.04.69г.).

В процессе выполнения разработки двигателя РД-600 была, в частности, определена целесообразная этапность разработки ядерных реактивных двигателей схемы «В». При этом была обоснована необходимость первоочередной разработки экспериментального стендового однотвэльного двигателя с газофазным ТВЭЛ'ом и создания соответствующей стендовой испытательной базы.

Изложенная этапность создания двигателя схемы «В» закреплена Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 24 мая 1968 г. №388-146. В частности, этим Постановлением предусмотрена разработка эскизного проекта бортовой энергетической установки (БЭУ) большой мощности на базе создаваемого однотвельного двигателя с газофазным тепловыделяющим элементом. Техническим заданием ЦКБЭМ для БЭУ задана мощность 3 млн.квт, что может быть достигнуто при использовании реактора ЯРД схемы «В» тягой ориентировочно 50 тонн.

В связи с изложенным прошу Вашего разрешения на закрытие тематической карточки «Разработка ядерного реактивного двигателя РД-600», списание фактических затрат в сумме 9325 тыс. руб. и открытие новой темы «Разработка экспериментального стендового однотвэльного двигателя с газофазным ТВЭЛ'ом и эскизного проекта бортовой энергетической установки (БЭУ) большой мощности» в соответствии с тематической карточкой, проект которой был направлен к Вам с письмом н/исх. от 1 апреля 1969 г., сметной стоимостью 2416 млн. руб.

Главный конструктор ГЛУШКО
Арх.№ 82/125 (36-37)



16.06.1969 г.

Проведенные исследования позволяют поставить под сомнение безопасность использования гидразина-50 (Г-50) и гидразина в качестве горючих для ЖРД. В особенности это относится к двигателям с тягой, измеряющейся сотнями кг и более.

Гидразин-50 был разработан как горючее, обладающее существенно более низкой температурой замерзания, чем гидразин (-65°С вместо +1,5°С) и примерно на 10 сек большим удельным импульсом, чем гидразин при AT в качестве окислителя. Испытания стандартными пробами на трение, удар, детонацию не выявили взрывчатых свойств ни Г-50, ни гидразина в холодном состоянии.

Однако при первой же попытке запуска экспериментального двигателя тягой 10 т, при выходе с предварительной на главную ступень, произошедшее разрушение головки камеры сгорания (взрыв в полости горючего, возможно, из-за недостаточного ее охлаждения) сопровождалось локальными взрывами Г-50 в нескольких местах по тракту этого горючего на значительном удалении от двигателя, именно: в расположенных на расстоянии 1,5 — 2,5 м от камеры сгорания клапане горючего, обратном клапане продувки и гладком участке трубопровода (Æ68x6) около клапана продувки, а также на угловом участке трубопровода (Æ96х8) горючего на расстоянии около 4 м от камеры сгорания. Кроме того взрывы произошли в магистрали на расстоянии 2,5 м от газогенератора (ГГ) (гладкий участок Æ36х4) и 3,5 м от ГГ (угловой участок), а также в стыке магистрали ГГ с клапаном (расстояние >3,5 м от ГГ), а также в системе аварийного слива — 3 разрушения на расстоянии 10-15 м, 2 разрушения на расстоянии 30 м и 1 разрушение на расстоянии ~100 м от камеры сгорания.

Необходимо отметить, что аналогичные явления отмечались и ранее при испытаниях ЖРД малой тяги на Г-50, но предположительно объяснялись загрязнением магистрали, а также другими побочными причинами. Так, при испытаниях камеры сгорания Э10-000 конструкции КБЭМ в ГНИИХТЭОС (тяга 130 кг, давление в камере сгорания 75 атм, давление подачи 100 атм) наблюдался локальный взрыв Г-50 в магистрали питания на удалении от камеры сгорания (разрушение фильтра). При испытании в ГИПХ камеры сгорания 8Д419 з-да им.Климова, частично с форсуночной головкой КБЭМ (тяга 400 кг, давление в камере сгорания 55 атм, давление подачи 130 атм), наблюдалось ~10 случаев локальных взрывов в полости горючего форсуночной головки и в коллекторах поясов дополнительного охлаждения. При испытании в НИИТП камеры сгорания конструкции НИИТП (тяга 1000 кг, давление в камере сгорания 70 атм, давление подачи 85 атм) имело место около 6 случаев локальных взрывов в районе клапанов на расстоянии 1-1,5 м от камеры, причем взрыв в магистрали Г-50 наблюдался также еще до начала работы камеры сгорания при запуске.

Наблюдается тенденция к более интенсивному проявлению локальной взрываемости Г-50 по мере увеличения давления, под которым находится Г-50, и тяги двигателя, т.е. сказывается масштабный эффект. Действительно, при испытаниях в ГНИИХТЭОС камеры тягой 130 кг и давлении подачи 100 атм наблюдался 1 случай локального взрыва Г-50 при общем числе проведенных на этом горючем пусков -250; в ГИПХе — 10 случаев при -200 пусках ГГ и камеры тягой 400 кг, при давлении подачи 130 атм; в НИИТП — 6 случаев взрывов при 64 пусках камеры с тягой 1000 кг и давлении подачи 85 атм. В филиале НИИТП взрыв произошел во многих местах по тракту горючего при первом же пуске камеры тягой 10 тонн и давлении подачи 200 атм. В последнем случае взрыву Г-50 способствовал гидроудар, возникший в магистрали питания, в связи с разрушением (взрывом) головки камеры сгорания.

По-видимому, локальные взрывы Г-50 являются следствием гидравлических процессов в магистрали питания этим горючим. Гидравлические удары сами по себе не способны вызвать взрывное разложение Г-50, коль скоро это горючее в жидкой фазе удовлетворительно проходит испытание на подрыв капсюлем детонатором №8 даже с дополнительным зарядом. Однако явления, при определенных условиях сопровождающие гидравлический удар, могут вызвать взрыв горючего. Более того, гидравлический удар вовсе не обязателен для получения взрыва Г-50.

Механизмом, приводящим к взрыву Г-50, могут являться кавитационные процессы, либо воспламенение, связанное с наличием в магистралях пузырьков газа (в мешках), практически адиабатически поджигаемых жидкостью при динамических процессах и разогревающихся до высокой температуры. При возникновении кавитации, как известно, происходит разрыв сплошности жидкости, образование в ней пузырьков пара этой жидкости, схлопывание которых сопровождается динамическими процессами, разрушающими даже металлы.

Поскольку известно, что пары гидразина обладают явно выраженными взрывчатыми свойствами, можно полагать, что развитая кавитация в тракте гидразина может приводить к локальным взрывам, которые и наблюдаются в основном в районе автоматики и фитингов, где имеют место наиболее благоприятные условия для возникновения кавитации.

Описанные выше испытания двигателей на Г-50 проводились с вытеснительной системой подачи горючего. В реальных условиях эксплуатации Г-50 на двигателях, тяга которых измеряется тоннами, на тракте горючего помимо автоматики будут использоваться насосы. Кавитация в насосах наблюдается не только во всасывающей полости, но и в нагнетающей. Наличие насосов будет способствовать взрывному разложению Г-50. Необходимо отметить, что на всех перечисленных установках ГНИИХТЭОС, ГИПХ, НИИТП и филиала НИИТП испытаниям АТ+Г-50 предшествовали многочисленные огневые испытания этих же камер сгорания на топливе АТ+НДМГ, при которых никакие взрывы тракта горючего не имели места.

Исключить явление кавитации в насосах, автоматике и других местах по всему тракту горючего в течение всего времени запуска, работы и выключения двигателя вряд ли возможно, как и исключить образование газовых пузырьков. Возникновение по различным причинам гидравлических ударов в тракте горючего, также может приводить к возникновению кавитации. Содержание в Г-50 50% по весу гидразинборина не может предотвратить взрывы при кавитации, т.к. упругость паров гидразинборина незначительна по сравнению с упругостью паров гидразина при той же температуре и пары, заполняющие пузырьки при кавитации, состоят практически только из гидразина.

По этим же причинам, вероятно, представляют взрывоопасность при эксплуатации суспензии в гидразине алюминия, бериллия и других труднолетучих металлов, металлоидов, а также химических соединений, обладающих высокой температурой кипения, например, гидридов.

Известно, что гидразин используется в ракетной технике как горючее или чаще как монотопливо для двигателей с вытеснительной подачей, тяга которых измеряется единицами и десятками кг. По-видимому, малые расходы горючего, малые сечения магистрали, т.е. масштабный эффект, создают более благоприятные условия для безопасной эксплуатации. Однако, взрывы полностью не исключаются и в этом случае. Возможно по этой причине в США ведутся работы по стабилизации гидразина (см., напр., патент США 3,418,183, Space Propulsion, V.VI,№23, 18.02.1969г.).

Может возникнуть вопрос, почему в США широко и безопасно используется в двигателях тягой от нескольких кг до сотни тонн горючее аэрозин-50, содержащее 50% по весу гидразина. Вторую половину этого горючего составляет несимметричный диметилгидразин (НДМГ), упругость паров которого при обычной температуре (25°С) 158 мм.рт.ст. против 14,4 мм для гидразина, т.е. в 11 раз больше (температура кипения НДМГ 63°С, гидразина 113,5°С). Поэтому пары горючего в пузырьках, образующиеся при кавитации, состоят в основном из невзрывающихся паров НДМГ.

Мыслимые пути подавления взрывчатых свойств гидразина и горючего на его основе при кавитации. Для этого могут быть использованы добавки с низкой температурой кипения, значительно снижающие содержание паров гидразина в пузырьках, образующихся при кавитации, либо добавки небольших количеств веществ, флегматизирующих пары гидразина. Однако рассчитывать на быстрый успех затруднительно.

Впредь до решения вопроса об исключении взрывчатого разложения гидразина и горючих на его основе, указанных выше, в качестве наиболее эффективного и безопасного горючего на основе гидразина может рассматриваться раствор НДМГ в гидразине. Этот раствор уступает НДМГ в эксплуатационном отношении по температуре замерзания (-7°С вместо -57,2°С). С AT этот раствор, по сравнению с НДМГ, не дает выигрыша ни по удельному импульсу (при принятых в СССР давлениях и степенях расширения газов), ни по плотности топлива. Исследование в КБЭМ целесообразности использования раствора НДМГ в гидразине с другим окислителем — пентафторидом хлора (ПФХ) не привело к положительному результату, поскольку при этом достигается лишь существенное увеличение плотности топлива (1,417 вместо 1,194) при небольшом росте удельного импульса (до ~5 сек). Кроме того, внедрение ПФХ связано с преодолением больших трудностей. Так, например, температура продуктов сгорания около 3800°К (выше на 390°, чем при АТ+НДМГ); обычно применяемое в камерах сгорания теплозащитное керамическое покрытие из двухокиси циркония не применимо, т.к. разрушается во фторе, а теплозащитные покрытия стойкие во фторе не существуют; эти два фактора усложняют решение задачи охлаждения камеры сгорания и газогенератора. Газовая постоянная (пропорциональная работоспособности) в окислительном газогенераторе, работающем на ПФХ, в 1,5 раза ниже, чем при AT. Кроме того, агрессивность фтора при повышенных температурах позволяет создавать окислительные газогенераторы со столь низкой температурой рабочего тела, что в итоге мощность приводимой им турбины способна обеспечить пониженное давление подачи топлива и в камере сгорания (примерно в два раза, чем при AT), что приводит к снижению удельного импульса и увеличению габарита двигателя. Больше возможностей представляет использование восстановительного газогенератора, однако при этом возникают затруднения, связанные с высокой температурой разложения раствора НДМГ в гидразине (1070°С). В этом случае величину достижимого давления газов р_i в камере сгорания лимитируют возможности ее охлаждения. В итоге, вместо р_i≈220 атм при АТ+НДМГ, может быть реализована p_i≈150 атм, что и приводит к снижению достижимого удельного импульса.

Эти трудности в значительной мере исчезают при использовании со фтором криогенных горючих (аммиак, водород), являющихся отличным охлаждающим агентом и средством газогенерации. Однако сочетание этих горючих с ПФК менее целесообразно, чем с жидким фтором, т.к. эти горючие низкокипящие. Кроме того, ПФХ с аммиаком дает прирост идеального импульса, по сравнению с АТ+НДМГ, лишь на 4 сек.

Исследование КБЭМ целесообразности использования суспензий алюминия в гидразине или в растворе НДМГ в гидразине как с AT так и с ПФХ, так же привело к отрицательным результатам. Основная причина — трудности газогенерации для привода турбины двигателя. Создание восстановительного газогенератора исключается, вследствие высокого содержания в горючем алюминия. При работе окислительного газогенератора, расплавленный, частично окислительный алюминий, содержащийся в рабочем теле в количестве 4-5% по весу, представляет опасность для проточной части турбины и для форсунок камеры сгорания, так как будет вызывать эрозию и накапливаться в течение работы двигателя. Если бы эрозия проточной части и засорение даже не имели место, пониженное относительное содержание окислителя в топливе с суспензией (в полтора-два раза) не позволяет обеспечить те же значения давления подачи и в камере сгорания, что при эталонном топливе (АТ+НДМГ), т.е. неизбежно снижение удельного импульса. Таким образом, если бы даже удалось преодолеть трудности, связанные с подачей суспензии алюминия в двигатель (вязкость примерно в 100 раз больше, чем у воды), засорением тракта горючего алюминием, охлаждения камеры и газогенератора суспензией, налипанием суспензии на стенки баков, удалось преодолеть и трудности газогенерации, эрозию и засорение проточной части турбины и форсунок окислителя, например, используя третий компонент для питания окислительного ГГ — горючее без металла, мы не достигли бы выигрыша в удельном импульсе. Лишь увеличение плотности топлива явилось бы наградой за усложнение двигателя и существенное снижение его надежности.

Использование в качестве горючего монометилгидразина (ММГ) вместо раствора НДМГ в гидразине облегчило бы эксплуатацию, т.к. температура замерзания ММГ -52,4°С. Во всех остальных отношениях проблемы остаются те же. Однако еще предстоит проверить взрывобезопасность ММГ при работе в условиях кавитации.

Изложенное позволяет сделать следующее заключение:

1. Гидразин и некоторые горючие на его основе, как-то: гидразин-50, суспензии металлов, металлоидов и гидридов в гидразине, обладают склонностью к локальным взрывам в трактах горючего в условиях эксплуатации в ЖРД. Чем больше тяга двигателя, тем больше проявляется склонность этих горючих к взрывчатому разложению.

2. Для воспроизведения взрывчатого разложения гидразина и горючих на его основе под воздействием внешних импульсов в лабораторных условиях, необходимо обеспечить содержание в жидком горючем его паровых пузырьков и пузырьков других газов.

3. Желательно проведение специализированными организациями (напр., ИХФ АН СССР, ГИПХ МХП) лабораторного исследования стойкости против взрыва гидразина и горючих на его основе, указанных в пункте 1, по методике, учитывающей рекомендацию пункта 2.

4. Желательно заключение компетентных организаций (ИХФ АН СССР, ГИПХ МХП) о возможности исключения взрывов газообразного гидразина и горючих на его основе в условиях эксплуатации без снижения эффективности этих горючих, например, введением газообразного аммиака и другими средствами.

5. Следует констатировать нецелесообразность использования в качестве горючего суспензии алюминия в гидразине или в растворе НДМГ в гидразине, поскольку использование такого горючего не приводит к увеличению удельного импульса. Получаемое увеличение плотности топлива не может оправдать неизбежное при этом снижение надежности двигателя. Создание ЖРД, работающего на суспензии алюминия, сопряжено с преодолением таких трудностей, что возможность создания работоспособного двигателя на этом горючем является весьма проблематичной.

6. Использование пентафторида хлора с эксплуатационно пригодными известными высококипящими горючими не позволяет достичь удельного импульса, заметно большего, чем у эталонного топлива (АТ+НДМГ).

Академик В.П.ГЛУШКО
Арх.№ 2938 (47-55)



29.07.1969г.

В таблицах 1 и 2 (см. в конце документа) приведены основные данные, характеризующие двигатели, применение которых возможно на I и II ступени изделия Н-1.

1. Двигатели 11Д43 и 11Д44.

Имеют характеристики, близкие к характеристикам, устанавливаемых в настоящее время на I и II ступени Н-1 двигателей 11Д51 и 11Д52. Большая удельная тяга двигателей 11Д51 и 11Д52 в связи с применением компонентов топлива О₂ +РГ-1 с энергетической точки зрения примерно компенсируется большим удельным весом компонентов топлива, применяемых для двигателей 11Д43 и 11Д44.

При условии сохранения величин давления наддува баков изделия Н-1 (для обеспечения необходимой прочности баков) двигатели 11Д43 и 11Д44 должны быть работоспособны при значениях давления на входах в насосы: 2,85 ата — по окислителю и 1,7 ата — по горючему. По результатам предварительных расчетов работоспособность при таких входных давлениях обеспечивается при температурах: не более +17° по окислителю и не более -10° по горючему. Для обеспечения работоспособности двигателей при указанных входных давлениях в более широком диапазоне температур компонентов топлива требуются дополнительные работы (например, улучшение характеристик струйного преднасоса окислителя, установка струйного преднасоса по линии горючего).

Для полного использования баков изделия целесообразно заполнять баки окислителя полностью (с учетом подушки) азотным тетроксидом, при этом необходимо увеличить ёмкость баков горючего за счет введения цилиндрической проставки на блоке «А» высотой примерно 2 метра и на блоке «Б» примерно 1,25 м. Требуется переоборудование стартового сооружения под хранение и эксплуатацию компонентов топлива АТ+НДМГ.

2. Двигатели 11Д43К и 11Д44К.

При проектировании и разработке двигателя с тягой у Земли 150 т и двигателя с тягой в пустоте 177 т на компонентах топлива O₂ +РГ-1 на базе двигателей 11Д43 и 11Д44 могут быть использованы: камера сгорания, газогенератор (с незначительными переделками), отдельные конструктивные и технологические решения, крупногабаритное оборудование, существенная часть оснастки, большая часть стендового оборудования.

Силовая схема изделия Н-1 и стартовое сооружение в случае применения двигателей 11Д43К и 11Д44К практически не требует доработок.

3. Двигатели 8Д420 для I и II ступеней.

При применении двигателей 8Д420 на 1 и II ступенях Н-1 должно быть установлено 8÷9 двигателей на I ст. и 2-3 двигателя на II ступени. Некоторое снижение удельных тяг в пустоте, по сравнению с удельными тягами двигателей 11Д51 и 11Д52 будет, по-видимому, скомпенсировано большим удельным весом топлива.

Для обеспечения потребных минимальных давлений на входе в двигатели 2,85 ата по линии окислителя существующая система насос — преднасос должна быть переделана, что приведет к некоторому увеличению веса двигателя.

Емкость баков горючего изделия Н-1, также как и в случае использования двигателей 11Д43 и 11Д44, может быть, по-видимому, увеличена путем введения цилиндрических проставок.

Сокращение числа двигателей реально позволит обеспечить требуемую надёжность ДУ без системы КОРД. Возможность отказа от системы КОРД и введение качания двигателей 8Д420 для управления вектором тяги вместо дросселирования позволит:

— уменьшить потери импульса тяги и упростить систему управления (за счет отказа от дросселирования),

— повысить вес полезного груза (за счет отказа от КОРДа),

— повысить надежность изделия в целом (за счет сокращения количества двигателей, количества элементов системы управления и некоторых элементов самой ракеты).

Высокая надежность единичных двигателей должна обеспечиваться доводочными испытаниями и проведением КТИ каждого экземпляра двигателя.

Силовая схема крепления двигателей I и II ступеней на ракете Н-1 и разводка трубопроводов питания двигателей должны быть доработаны.

Требуется переоборудование стартового сооружения под хранение и эксплуатацию компонентов топлива АТ+НДМГ.

4. Двигатели 8Д420К для I и II ступеней.

При проектировании и разработке двигателя с тягой у Земли 600 т и двигателя с тягой в пустоте 662 т на компонентах топлива О₂+РГ-1 на базе двигателя 8Д420 могут быть использованы: 2, 3, 4 секции сопла КС, отдельные конструктивные и технологические решения, крупногабаритное оборудование, существенная часть оснастки, большая часть стендового оборудования.

Для огневой доводки двигателя может быть использован стенд КБЭМ, перевод которого на компоненты топлива О2+РГ-1 может быть осуществлен в достаточно короткие сроки.

Использование двигателя 8Д420К на Н-1 имеет примерно такие же преимущества, как и использование двигателя 8Д420. Доработки старта в случае применения двигателей 8Д420К будут существенно меньше, чем в случае применения двигателей 8Д420.

Силовая схема ракеты Н-1 и разводка трубопроводов питания двигателей I и II ступеней должны быть изменены.

ГЛУШКО

Арх.№2645 (131-135)