29.11.1969г.

Разработка ядерных энергетических установок и двигателей в КБЭМ выполняется по Постановлению ЦК КПСС и СМ СССР от 24 мая 1968 г. № 388-146 (приказ MOM №239 от 5 июля 1968 г.) в двух основных направлениях:

— создание экспериментального стендового однотвельного двигателя (ЭСОД) для отработки рабочих процессов в газовом ТВЭЛ'е схемы «В», срок поставки узлов на спецтехмонтаж — 1972 г., срок поставки на испытания — 1973 г.;

— разработка эскизного проекта бортовой энергетической установки (БЭУ) большой мощности на базе газофазного реактора схемы «В», срок 1970 г.

По ЭСОД в 1965 г. был разработан и защищен на секции НТС МСМ предэскизный проект, материалы проекта были направлены в ВПК. В течение 1967-68 гг. проводилась дальнейшая проектно-конструкторская разработка ЭСОД, с выдачей необходимых отчетных материалов генпроектировщику (ГИКП МСМ), в обеспечение разработки проектного задания на стендовую базу, размещаемую на объекте №905 МО СССР. В 1969 г. выполняется разработка эскизного проекта ЭСОД, на III кв. 1970 г. намечен выпуск технической документации на двигатель начального этапа исследований.

В 1969 г. материалы разработки докладывались и были одобрены на НТС ВПК и на комиссии, созданной АН СССР, MOM и МСМ под председательством акад. А.П.Александрова.

ЭСОД выполняется как стендовая конструкция, предназначенная для испытаний совместно со стендовым петлевым уран-графитовым реактором теплоемкостного типа; технический проект реактора разрабатывает НИКИЭТ МСМ под научным руководством ИАЭ МСМ. Газовый ТВЭЛ, стабилизирущая магнитная система и соответствующие силовые, герметизирующие и теплоизолирующие элементы конструкции располагаются в центральном экспериментальном канале петлевого реактора, обеспечивающего необходимый уровень нейтронного потока.

Максимально возможная мощность испытуемого модельного газового ТВЭЛА ЭСОД — 150 тыс.квт. ограничена, в основном, параметрами стендовой газобалонной системы подачи водородного рабочего тела и временем испытания 5-8 сек при требуемом нейтронном потоке (временем нагрева петлевого реактора); номинальное давление в газовом ТВЭЛ'е 500 атм. Конструктивное выполнение ЭСОД позволяет проведение испытаний газовых ТВЭЛ'ов различных модификаций.

Использование чрезвычайно агрессивных сред (жидкий уран, высокотемпературный водород, щелочные металлы) и высокие рабочие параметры ЭСОД обуславливают его конструктивно-технологическую сложность и специальные методы его отработки.

Для изготовления и отработки в КБЭМ агрегатов и узлов ЭСОД необходимо создание специализированного производства и специальной жидкометаллической лаборатории. Однако несмотря на то, что это предусмотрено упомянутыми выше постановлением и приказом, тем не менее, необходимые капиталовложения не выделены и не создается возможностей для выполнения разработки ЭСОД в установленные сроки.

Наиболее неблагополучно положение с созданием испытательной стендовой базы для отработки ЭСОД на объекте №905 МО СССР. Вопрос о финансировании строительства до настоящего времени не решен и установленный постановлением срок начала строительства 1970 г. под угрозой срыва; выделяемое финансирование на проектно-изыскательские работы также совершенно недостаточно. Срыв срока начала строительства стендовой базы не позволит завершить ее создание в 1973 г., как это предусмотрено постановлением ЦК КПСС и СМ СССР.

Следует отметить также тормозящую ход работ значительную неукомплектованность подразделений КБЭМ, занимающихся разработкой по теме «В» и отсутствие необходимых лимитов по труду для набора численности.

По разработке эскизного проекта БЭУ в 1969 г. проводились расчетно-конструкторские исследования по изучению процессов в основных агрегатах энергоустановки, определению основных параметров, схемным и компоновочным решениям.

Проект энергоустановки, разрабатываемый на электрическую мощность 3 млн. квт., удельный расход водородного рабочего тела (0,8÷1) 10^-5 кг/квт сек и удельный вес 0,01-0,015 кг/квт (по ТЗ на разработку, выданному ЦКБЭМ MOM).

В качестве энергетического агрегата предусматривается применение газофазного реактора с ТВЭЛ'ом застойного типа (практически неподвижной центральной зоной плазмы делящегося вещества, стабилизированной мощным магнитным полем). В качестве преобразователя рассматривается МГД-генератор, работающий на водородно-литиевой плазме, выходящей из реактора.

Ход проектно-конструкторских работ по энергоустановке на стадии разработки эскизного проекта и в дальнейшем будет в основном определяться состоянием разработки экспериментального стендового однотвэльного двигателя и созданием испытательной базы, необходимых для получения экспериментальных исследований.

В связи с этим выполнение разработки объектового изделия также обусловлено решением вопроса о финансировании капитального строительства.

Главный конструктор ГЛУШКО
Apx.№ 82/125 (73-75)



29.11.1969г.

В течение ряда лет институты АН СССР, отраслевые институты и конструкторские бюро ведут разработку жидких топлив для ампулизированных ракет, более эффективных, чем ныне широко применяемое (АТ+НДМГ). Работа проводится по плану Научного совета при Президиуме АН СССР по проблеме ЖРТ. Ракетные войска и ВМФ проявляют большой интерес к этим работам, способствуя их постановке и развитию.

Сложность проблемы до последнего времени не позволяла дать конкретные рекомендации по новым топливам. В письме Главкома Ракетных Войск маршала Советского Союза Крылова Н.И. от 24.6.1967г. адресованном АН СССР, MOM, МХП, справедливо указывалось: "Это привело к тому, что в настоящее время опытно-конструкторские работы по проектированию и созданию новых ракет стратегического назначения не предусматривают использование перспективных высокоэффективных ракетных топлив, позволяющих существенно уменьшить габариты и весовые характеристики ракет".

В 1969 г. положение существенно изменилось, так как в итоге большой проделанной работы оказалось возможным фиксировать внимание на двух топливных комбинациях:

1. Окислитель — пентафторид хлора (ПФХ), горючее — 25% раствор аммиака в гидразине (АГ). Это долгохранимое химически стабильное жидкое двухкомпонентное топливо позволяет увеличить удельный импульс на 12-17 сек по сравнению со штатным топливом (АТ+НДМГ) и обладает существенно большей плотностью (1,38 вместо 1,18). При том же габарите стратегической ракеты новое топливо позволяет увеличить вес полезного груза примерно в полтора раза.

ПФХ впервые синтезирован в США для ЖРД. Топливная пара ПФХ+АГ предложена КБЭМ. Введение аммиака в гидразин решило три задачи: снизило температуру восстановительного газа в газогенераторе до величины, делающей реальным создание двигателя на этом топливе, исключило взрывное разложение гидразина в условиях крупномасштабной эксплуатации и снизило температуру его замерзания с +1,5°С до -22°С. Недостатком этого топлива является низкая температура кипения под атмосферным давлением, что требует хранения его в ампулизированных баках под давлением до 4 ата. ПФХ более безопасен в эксплуатации, чем фтор, и температура продуктов горения в нем ниже. Методы получения этого топлива разработаны в ГИПХ. По данным ГИПХ производство окислителя может быть организованно на базе существующего Пермского фторного завода, а горючего — на базе существующих заводов НДМГ с относительно небольшими капиталовложениями.

Проработка в КБЭМ показала, что после проведения необходимых экспериментальных работ, уточняющих характеристики этого топлива, может быть создан двигатель с указанными выше характеристиками.

2. Окислитель — AT, горючее — суспензия алюминия в гидразине. Установлено, что не может быть создан работоспособный двигатель на этом двухкомпонентном топливе, поэтому НИИТП предложил использовать, помимо этих двух компонентов, еще третий (НДМГ) для питания газогенератора двигателя. Прирост удельного импульса, по сравнению со штатным топливом (АТ+НДМГ) ожидается в несколько единиц при одинаковых температурах в газогенераторе, а плотность топлива может достигать значительной величины (1,3).

Однако действительная эффективность этого топлива будет меньше рассчитанной только по этим показателям, т.к. применение трехкомпонентного топлива увеличит в полтора раза количество баков на ракете и комплектов автоматики баков и двигателя, что повлечет увеличение веса конструкции, а также снизит ее надежность.

Кроме того, остатки вязкой суспензии на стенках баков, особенно при низких температурах эксплуатации, также ухудшают весовые характеристики ракеты. Не решен вопрос о взрывобезопасности гидразиновой суспензии в условиях крупномасштабной эксплуатации и ряд других вопросов, связанных с использованием суспензии.

Научный совет по проблеме ЖРТ рассмотрел эти топлива и решением №33-69 от 20 октября 1969 г. признал перспективным топливо ПФХ+АГ и необходимым выполнение

КБЭМ в 1970 г. аванпроекта варианта двигателя на этом топливе для комплекса Д9М, разрабатываемого по решению Комиссии по военно-промышленным вопросам, используя результаты дополнительных экспериментальных работ в НИИ и КБ в 1970 г. по изучению свойств компонентов этого топлива. По результатам работы в конце 1970 г. можно будет принять окончательное решение о внедрении нового топлива в ракетную технику.

Этим же решением Научного совета по ЖРТ использование топлива АТ+суспензия алюминия в гидразине в настоящее время не рекомендуется, но признано целесообразным завершить ведущиеся научно-исследовательские работы по этому топливу.

25 ноября с.г. Совет главных конструкторов ракетных двигателей MOM рассмотрел эти вопросы и принял решение о выполнении в 1970 г. научно-исследовательских работ по обоим топливам с выполнением аванпроекта двигателей для Д9М на ПФХ+АГ в КБЭМ и на АТ+суспензия алюминия в гидразине в КБЭМ с последующим окончательным решением.

Конференция в НИИ-4 МО по перспективам развития ЖРД, проходившая 26-28 ноября с.г., поддержала это решение.

В настоящее время подготавливается проект решения Комиссии Президиума Совета Министров СССР по военно-промышленным вопросам о проведении этих работ.

Прошу Вашей поддержки.

Председатель научного совета
по проблеме «Жидкое ракетное топливо», академик
ГЛУШКО
Арх.№2583 (174-177)



29.12.1969г.

Представители КБЭМ и КБХМ рассмотрели результаты работ, проведенных в 1969 году КБЭМ по двигателю 1-ой ступени ракеты 4К75М. Работы проведены совместно с КБМ в соответствии с приказом Министра общего машиностроения № 23 от 17.01.69г., которым КБЭМ поручен выпуск в III квартале 1970 года аванпроекта двигателя.

К настоящему времени завершен выбор принципиальной и конструктивной схем двигателя, обеспечивающего максимальную дальность полета ракеты 4К75М (максимальный вес полезной нагрузки).

На этапе выбора оптимального варианта двигателя, в общей сложности, было проработано 15 вариантов двигателя, в том числе двигатели, выполненные по схеме «газ-газ» с давлением в камере сгорания 300 ата и схеме «газ-жидкость» с давлением 220 ата.

Принципиально-конструктивные схемы рассмотренных вариантов двигателя включали в себя варианты однокамерных двигателей, качающихся в кардане, с выдвижным соплом, и многокамерных, состоящих из неподвижной маршевой камеры и двух или четырех качающихся рулевых.

В первом случае качание рулевых камер сгорания осуществлялось в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях, а во втором, каждая из четырех рулевых камер качалась в одной плоскости. Были рассмотрены различные варианты питания рулевых камер: варианты с питанием от общего ТНА (включая питание рулевых камер по схеме «газ-жидкость») и от автономного.

В некоторых случаях для двигателей одной и той же принципиально-конструктивной схемы прорабатывались различные варианты компоновок.

Анализ энергетических характеристик и конструктивных особенностей вариантов двигателя с учетом эквивалентов, оценивающих эффективность их использования, показал, что при переходе к предельной схеме «газ-газ» эффективность двигателей меньше или равна эффективности двигателей соответствующих конструктивных схем, выполненных по схеме «газ-жидкость». Проработки вариантов однокамерных, качающихся в кардане двигателей показали необходимость применения мощных рулевых приводов и усиления элементов конструкции ракеты, что существенно снизило бы эффективность применения указанных вариантов двигателя в качестве двигательной установки 1-ой ступени ракеты 4К75М.

Анализ эффективности «лучших» двигателей каждой группы вариантов, характеризуемой существенными конструктивными и принципиальными признаками, показал, что увеличение полезной нагрузки, обеспечиваемое ими, лежит в пределах ~15%.

КБЭМ и КБМ в результате оценки эффективности проработанных вариантов и для обеспечения выполнения требований, предъявляемых к схеме работы двигателя (наличие низкой предварительной и конечной ступени), выбран вариант двигателя, состоящего из двух автономных блоков: маршевого с тягой 60 тонн и четырехкамерного рулевого с максимальной тягой 20 тонн. Использование рулевого блока, состоящего из 4-х камер сгорания, каждая из которых качается только в одной плоскости, позволило максимально увеличить выходной диаметр (Дв=890 мм) сопла маршевой камеры, что в свою очередь, при давлении в камере сгорания, равном 210 ата, позволило осуществить максимально возможную степень расширения в условиях конкретной принципиально-конструктивной схемы двигателя. Выбранный вариант двигателя при использовании его в качестве ДУ I ступени 4К75М обеспечивает прирост дальности полета ракеты в 1000 км (что эквивалентно увеличению полезной нагрузки на 14,6%).

В связи с тем, что выбранный вариант двигателя по принципиальной схеме аналогичен двигателю 4Д75, по предложению КБЭМ была оценена эффективность применения на I-ой ступени ракеты 4К75М модернизированного двигателя 4Д75. Суть модернизации заключается:
а) В форсировании маршевого двигателя по давлению до 175 ата.

Возможность обеспечения форсирования маршевого двигателя 4Д75 по давлению была подтверждена 12-тью огневыми испытаниями, проведенными в КБХМ на этапе доводки двигателя. Из них при 4-х испытаниях давление в камере достигало 200 ата, а в остальных 8-и испытаниях — 180 ата.
б) В применении 4-х камерного рулевого блока (тяга каждой камеры 5 тонн, качание осуществляется в одной плоскости). Рулевой блок разрабатывается на базе рулевого блока дв. 4Д75 с заимствованием большинства агрегатов.
в) В увеличении геометрической степени расширения сопла (выходной диаметр маршевой камеры увеличивается с 684 мм до 890 мм).

Удельный импульс маршевого двигателя, с перечисленными доработками I = 283,5/316,4.

За счет конструктивной доработки форсуночной головки маршевой камеры и связанного с этим улучшения качества смесеобразования можно повысить значение коэффициента полноты сгорания до уровня, достигнутого на двигателях, разработанных в КБЭМ (дв. 11Д43).

Такие доработки потребуют дополнительных средств и увеличения сроков модернизации дв. 4Д75, однако позволят повысить уд. импульс марш. камеры на ~ 2,0 сек.

Учитывая то, что принципиально-конструктивная схема модернизированного дв. 4Д75 и вновь разрабатываемого одинакова и, что при использовании модернизированного двигателя на 1-ой ступени ракеты 4К75М удастся использовать те же резервы, что и в случае использования нового двигателя, можно считать, что объемы дополнительной дозаливки топлива в баки ракеты в модернизированном и новом вариантах будут равными. А если учесть, что второй основной составляющей, характеризующей общий прирост дальности ракеты, является приращение дальности, вызванное изменением удельного импульса двигателя, то различие в эффективности применения обоих вариантов двигателя можно наглядно проиллюстрировать, сравнивая их удельные импульсы.

Таблица 1

^X) Значение удельного импульса приведено с учетом доработки форсуночной головки.

Разница в ~ 2 сек в эффективном удельном импульсе и определяет разницу в эффективности применения модернизированного и нового двигателей.

Обращая внимание на то, что разница в эффективности применения нового и модернизированного двигателей составляет ~ 150 кг (2% полезной нагрузки) и что порядок упомянутых величин находится в пределах погрешности проведенного расчета, КБХМ и КБЭМ считают необходимым указать на нецелесообразность разработки нового двигателя для Кой ступени ракеты 4К75М на штатных компонентах.

Учитывая вышеизложенное, КБХМ и КБЭМ предлагают:

1. Разработку модернизированного двигателя 4Д75 на штатных компонентах и выпуск аванпроекта по нему проводить в КБХМ.

2. КБЭМ выполнить аванпроект по двигателям I-ой и II-ой ступеней ракеты 4К75 «Ф» (на перспективных компонентах: пентафторид хлора и раствор аммиака в гидразине).

Главный конструктор КБЭМ ГЛУШКО
Главный конструктор КБХМ ИСАЕВ
Арх.№ 2617 (135-139)



1969-1970 гг.

1. По фотографиям обратной стороны Луны, снятым в 1965 г. с помощью "Зонд-3", были обнаружены кратерные цепочки, образованные сравнительно крупными кратерами (диаметром до 20-25 км) и простирающиеся иногда на многие сотни км.

2. Оставлять эти образования безымянными нецелесообразно. Как всяким вновь открытым образованиям большого размера некоторым кратерным цепочкам следует присвоить наименования.

3. Правила наименования лунных образований, принятые MAC в 1961 г., предусматривают различные виды наименований для различного рода образований и распространяются на перечисленные в них конкретные виды образований, в которые не вошли кратерные цепочки. Это представляет возможность предлагать дополнить правила 1961 года порядком наименования кратерных цепочек.

4. Кратерные цепочки образованы большим количеством кратеров, т.е. в отличие от всех остальных видов лунных образований являются коллективными образованиями. Эта особенность кратерных цепочек делает логичным присвоение этим образованиям наименований творческих коллективов, в первую очередь — сделавших основополагающий вклад в развитие ракетно-космической науки, открывшей дорогу на Луну.

5. В астрономии известны прецеденты, когда начальными буквами названия научной организации именовали небесные тела, например, малая планета КРАО (Крымская астрофизическая обсерватория). Это наименование было утверждено MAC.

6. Предлагается присвоить наименования 8 кратерным цепочкам: 3 — СССР, 3 — США, 2 — другим странам.

6. От СССР предложения были внесены еще до конгресса MAC в 1967 г.:

GDL — Gas-Dynamics Laboratory;

GIRD — Group to study jet propulsion;

RNII — Rocket Research Institute.

Вклад этих трех научных организаций СССР в развитие ракетно-космических проблем показан в приложении.

7. Для США предлагается как один из возможных вариантов:

NASA — National Aeronautics and Space Administration — организация, объединяющая ряд правительственных научно-исследовательских и опытно-конструкторских космических центров.

APSI — American Private Space Industry — это наименование предлагается, поскольку в США ведущими творческими организациями по развитию ракетно-космической науки являются не только правительственные, но и многочисленные частные промышленные организации.

JPL — Jet Propulsion Laboratory — лаборатория одного из американских институтов, принимавших активное участие в развитии ракетно-космической науки, внесшая наибольший вклад.

9. Для других стран возможны наименования, например, в честь следующих организаций:

CNES — Center national d'etudes spatiales — Национальный центр космических исследований — организация, координирующая и направляющая ракетно-космические разработки и исследования во Франции.

ESRO — European Space Research Organisation -европейская организация космических исследований. В неё входят Англия, Франция, ФРГ, Италия, Бельгия, Дания, Испания, Нидерланды, Швеция, Швейцария. Разрабатывает и запускает зондирующие ракеты и искусственные спутники Земли (Heos, ESRO и др.).

10. Прилагается фотоснимок № 26, сделанный "Зондом-3", с наложенной прозрачной пленкой, на которой помечены кратерные цепочки, занумерованные по Атласу обратной стороны Луны, ч. II. Прилагается также фотография, ректифицированная на шаре, с нанесенной координатной сеткой и помеченными кратерными цепочками. Приводится таблица основных кратерных цепочек обратной стороны Луны для наименования.

Основные цепочки кратеров обратной стороны Луны

№№ по атласу	Название	Координаты концов цепочки				Протяженность цепочки в км	Число кратеров по каталогу
		λ°	β°	λ°	β°
1-2	ГДЛ	-112°	+2°	-138°	+27°	1100	46
3		-110°	+3°	-115°	+8°	190	11
4		-116°	+4°	-126°	+ 15°	460	22
5		-123°	+4°	-135°	+ 13°	420	16
6	ГИРД	-114°	-5°	-126°	+4°	520	22
7 8-9 11	РНИИ	-117° -122° -98°	-11° -13° -35°	-130° -130° -98°	-2° -9° -45°	540 240 320	25 43 17
б/№		-123°	-28°	-135°	-32°	300	15

Примечание: координаты концов цепочки и протяженность даны так, как видно на снимке № 26, сделанном "Зондом-3". Многие цепочки на снимках, полученных "Лунар Орбитерами", прослеживаются дальше и можно наметить несколько другие границы. Цепочки № 8 и № 9 почти сливаются в одну. Прослеживается еще ряд цепочек, которые по разным причинам представляются менее четкими.

08.01.1970г.

КБЭМ разрабатывает двигательную установку 15Д119 с тягой 400 тонн для I ступени изделия 15А14, состоящую из 4-х автономных двигательных блоков с тягой 100 тонн каждый (1 двигатель 15Д117 + 3 двигателя 15Д118; двигатель 15Д117 отличается от 15Д118 наличием агрегатов системы наддува), установленных на одной общей раме для крепления к ракете.

Каждый из 4-х двигательных блоков будет качаться в одной плоскости на угол ± 8° для обеспечения управления полетом.

1. В качестве прототипа принят двигатель 11Д43.

Двигательный блок 15Д117 подобен двигателю 11Д43 по принципиальной, конструктивной и пирогидравлической схемам, по конструкции основных узлов и агрегатов (КС, ГГ, ТНА, струйные преднасосы) и по критическим параметрам, определяющим работоспособность двигателя и его характеристик и (температура газа в ГГ, подогрев горючего в КС, коэффициент удельного импульса и др.). Подобны технологические процессы и применяемые материалы...

Реальность обеспечения принятых характеристик двигателя подтверждается опытом разработки двигателя-прототипа.

Перед проведением огневых испытаний двигателя и в процессе их намечается автономная отработка агрегатов и узлов...

Доводка двигателей (огневые испытания) представлены в виде трех последовательных этапов:

первый этап — от начала испытаний до поставок двигателя в НИИХиммаш для испытаний в составе ступени.

Объём — 100 испытаний на 40 двигателях.

второй этап — от поставок в НИИХиммаш до начала ЛКИ.

Объём — 100 испытаний на 50 двигателях.

третий этап — от начала ЛКИ до начала МВИ.

Объём — 150 испытаний на 50 двигателях.

Проведение объема отработки в принятые в эскизном проекте сроки не вызывает сомнений.

Обеспечение потребного уровня надёжности предполагается получить как за счет набора достаточной статистики испытаний (включая КВИ и ЛКИ), так и за счет того (главным образом), что испытания двигателей будут проводиться на утяжеленных режимах, с определением порогов работоспособности по разным параметрам (форсирование, ресурс, циклические испытания и др.), с выявлением дефектов на утяжеленных режимах и устранением их.

Испытания будут проводиться при максимально возможном приближении условий к реальным условиям работы двигателей в составе ракеты, включая испытания двигателей 15Д119 на стенде №2 с запуском двигательных блоков в «штатной» последовательности и с проверками на ресурс...

Главный конструктор ГЛУШКО
Арх.№ 2795 (44-49)


25.04.1970г

Перед редакциями издательств, Академией наук СССР и другими организациями мною в течение ряда лет неоднократно ставился вопрос о необходимости научно-достоверного освещения в печати истории развития отечественного ракетостроения и космонавтики. К сожалению до настоящего времени нередкость появление в газетах, журналах, книгах, даже учебниках неточностей, ошибок, а подчас и фальсификаций. Наша страна — родина космонавтики. Поэтому особенно важно сохранить потомству объективное изложение того, как зарождалась эта отрасль человеческой деятельности, как она развивалась. Нужно бережно относиться к истории и не засорять ее домыслами. Дезинформация общественного мнения в основном непреднамеренная, за исключением отдельных случаев, когда приходится иметь дело с недобросовестными авторами, и вызвана недостаточным знанием действительной истории, некритическим использованием предшествующих публикаций, а иногда погоней за сенсацией.

Вот примеры наиболее часто встречающихся в печати искажений истории.

1. Н.И.Кибальчича иногда именуют автором идеи ракетного полёта человека и высказываний о полёте человека к звездам. В действительности эта идея на несколько десятков и сотен лет ранее высказывалась другими. Вспомним, например, легендарную попытку китайского мандарина Ван-Гу (ок. 1500 г.), фантастические сочинения Сирано де Бержерака "Путешествие на Луну" (1649 г.), Ашиля Эро "Путешествие на Венеру" (1865 г.) и мн. др. Кибальчич является автором первого проекта ракетного пилотируемого летательного аппарата и этим вошел в историю ракетостроения. В своем проекте Кибальчич изложил ряд ценных технических идей. Он никогда не высказывался о полетах за атмосферу, к звездам.

2. К.Э.Циолковскому приписывают авторство идеи и теории составных ракет, тогда как эта идея была изложена в литературе примерно за 300-400 лет до него. Например, польский ученый К.Симинович в 1650 г. в книге по артиллерийскому искусству описал устройство составных ракет с поперечным и продольным делением ступеней, а Р.Годдард и Г.Оберт в своих трудах, опубликованных в 1919 г. и 1923 г. соответственно, привели конструктивные схемы и теорию многоступенчатых ракет, Циолковский опубликовал в 1929 г. труд "Ракетные поезда", в котором существенно развил схемы и теорию составных ракет.

3. Роль Ю.В. Кондратюка в развитии отечественной космонавтики незаслуженно принижается, недостаточно освещается, хотя по ценности вклада его блестящие теоретические работы стоят выше работ Ф.А.Цандера, к тому же и хронологически они выполнены и опубликованы раньше.

В его книге "Завоевание межпланетных пространств" ряд вопросов ракетодинамики и ракетостроения нашел новое решение. Независимо от Циолковского и будучи незнаком с его исследованиями, Кондратюк вывел основное уравнение движения ракеты оригинальным методом.

Рукопись этой книги сдана Кондратюком в 1925 г. для издания, в том же году получила исключительно высокую оценку рецензента проф. В.П.Ветчинкина, но увидела свет лишь в 1929 г., будучи изданной в Новосибирске на средства автора.

В ряде публикаций указывается, что озон как окислитель для ЖРД предложен Кондратюком в его книге (1929 г.). В действительности озон впервые предложен Циолковским в изданном в Калуге в 1914 г. дополнении к "Исследованию мировых пространств реактивными приборами".

4. Обратная картина наблюдается в публикациях о работах другого пионера советского ракетостроения Ф.А.Цандера. Зачастую ему приписываются достижения других лиц. Разработанный Цандером путём переделки паяльной лампы воздушно-бензиновый реактивный двигатель ОР-1 иногда неправильно относят к классу жидкостных ракетных двигателей, а развиваемая им тяга составляла не 5 кг, а только 145 граммов. Первый ЖРД Цандера ОР-2 не развивал тягу 50 кг, предусмотренную проектом, а разрушался при попытках пуска в 1933 г., как и другой двигатель Цандера "10" с проектной тягой 70 кг. Эти двигатели и последующие их модификации, над которыми работали ученики Цандера, не были доведены до надёжной работы и не получили дальнейшего развития.

Поэтому не соответствует действительности утверждение, что работы Цандера по созданию ЖРД "сыграли большую роль в зарождении и развитии советского ракетостроения". (И.А.Слухай "Ракеты и традиции", 1965 г). Основы советского ракетного двигателестроения заложены ленинградской школой ГДЛ, разработавшей в 1930-31 гг. первые отечественные ЖРД (ОРМ). Двигатели ГДЛ тягой до 300 кг, с химическим зажиганием и высокими показателями надёжности в 1933 г. прошли стендовые официальные испытания. Современные мощные ракетные двигатели, установленные на всех советских космических ракетах-носителях, разработаны ОКБ, выросшим из ГДЛ, и являются прямыми потомками ОРМ.

Цандер не является автором идеи солнечного паруса. Эта идея впервые высказана в романе Б.Красногорского "По волнам эфира" (1913 г.), изучалась Н.И.Перельманом в книге "Межпланетные путешествия (1915 г.), а затем Цандером с 1924 г.

Мистификация общественности достигла апогея при публикации в советской печати вымышленных сообщений о встрече Цандера с Лениным.

Догадка о встрече Цандера с Лениным родилась много лет спустя после смерти Цандера в связи с вольным толкованием одной короткой фразы из автобиографического воспоминания Цандера о докладе на губернской конференции изобретателей в Москве: "Там мне Владимир Ильич Ленин обещал поддержку". В то же время эта фраза не свидетельствует о встрече, да она и не могла быть, так как Институт Марксизма-ленинизма при ЦК КПСС точно установил, что Ленина не было на этой конференции. Обещание поддержки, о котором писал Цандер, могло быть передано на конференции через третьих лиц. Наконец цитированная фраза могла быть плодом недоразумения.

Если бы встреча с Лениным имела бы место, то об этом Цандер написал бы. Однако этого нет, более того об этом он ничего не говорил своей семье и ближайшим товарищам по работе. Журналисты же и писатели, с легкой, но нечистой руки Л.К.Корнеева, ухватились за этот сенсационный вымысел и состязались друг с другом в нагромождении вымышленных подробностей.

Вклад Цандера на раннем этапе развития советского ракетостроения общеизвестен и вызывает уважение к памяти этого талантливого энтузиаста-ученого, посветившего свою жизнь проблеме межпланетных полётов. Гиперболизация заслуг Цандера лишь наносит вред, так как дезориентирует общественность.

5. Достижения ГИРД (Группы изучения реактивного движения) Осоавиахима, существовавшей как организация-разработчик ракет и ракетных двигателей на жидком топливе с июня (часто ошибочно пишут апрель) 1932 г. по сентябрь 1933 г., т.е. 1,3 года, в печати зачастую гиперболизируются, она подается; как "центр, откуда все пошло". В то же время достижения ГДЛ (Газодинамической лаборатории) военного ведомства, работавшей с начала 1921 г. до конца 1933 г., т.е.около 13 лет, недостаточно освещаются в печати. ГДЛ, являясь первой советской организацией по разработке ракет и ракетных двигателей, внесла значительный вклад в развитие ракетостроения. В ГДЛ были созданы ракеты различных калибров на бездымном шашечном порохе для стрельбы с земли и самолётов, прошедшие официальные испытания на полигоне и на аэродроме в 1932-1933 гг. Впоследствии эти снаряды использовались с небольшими доработками в прославленных мобильных ракетных установках "Катюша". Официальные испытания в 1932-1933 гг. прошли в ГДЛ самолёты с ракетным стартом и ряд пороховых ракет различного назначения, принятых на вооружение Советской Армии. В ГДЛ в 1929-1933 гг. был разработан и испытан первый в мире электроракетный двигатель, а в 1930-31 гг — первые отечественные ракетные двигатели на жидком топливе.

6. Основными авторами пороховых ракетных снарядов различных калибров, использованных в гвардейских минометах "Катюша", прославленных в Великую Отечественную войну, являются работники ГДЛ Б.С. Петропавловский и Г.Э. Лангемак. Начало этим разработкам положили организатор и начальник ГДЛ Н.И.Тихомиров и его помощник В.А.Артемьев. Активное участие в разработке снарядов принимали И.Т.Клейменов, Э.Б.Шварц, Ю.А.Победоносцев и др. Участия в разработках этих снарядов А.Т.Костиков не принимал (см. "Вестник Академии наук СССР"; 1965, № 10, стр. 24).

7. С.П.Королев не был ранен в лицо осколками взорвавшегося двигателя и поэтому его не "нашли в кабине с окровавленной головой". В действительности взрыв двигателя РД-1 при отладочном полёте Королёва в самолёте Пе-2 имел место, но ни один осколок не задел Королёва, не было и крови. Королев, будучи в 1942-46 гг. моим заместителем, докладывал мне как главному конструктору о результатах каждого полёта непосредственно после его выполнения, но о ранении Королёва осколками и "окровавленной голове" я впервые узнал из статьи в газете "Правда", опубликованной недобросовестным автором в годовщину после смерти Королёва и, второй раз, из книги Н.Т.Асташенкова "Академик С.П.Королёв" (1970 г.).

8. Значение тяги гибридного двигателя 09 конструкции М.К.Тихонравова (1933 г.) в различных публикациях давалось различное — от 25 до 50 кг. Фактическое значение, подтвержденное автором разработки составляет 25 — 33 кг, при давлении в камере сгорания 5-6 кг/см².

Предупреждение появления в публикациях перечисленных и иных неточностей, ошибок и фальсификаций входит в число задач Института истории естествознания и техники АН СССР. Поэтому вновь обращаюсь к Вам с просьбой принять необходимые для этого меры. Опубликование настоящего письма в разделе "Критика и библиография" Вашего журнала "Вопросы истории естествознания и техники" могло бы помочь авторам и рецензентам работ, в которых затрагиваются вопросы истории космонавтики, избежать в дальнейшем повторения ряда неточностей и искажений.

С этой же целью Академией наук СССР опубликованы статьи в журнале "Вестник АН СССР", 1965, № 10, стр. 69 — 78 и 1967, № 10, стр. 54-62, а также изданы брошюры "Развитие ракетостроения в СССР", М., 1968, ч. 1,2, "Ракетные двигатели ГДЛ, 1929-1969", М.,1969, в которых использованы научно проверенные материалы по истории отечественного ракетостроения и космонавтики. Издательство "Советская энциклопедия" выпустило в свет в 1968 г. Энциклопедию "Космонавтика", в которой учтены эти материалы.

В качестве справочника по вопросам истории особенно следует рекомендовать второе издание этой энциклопедии "Космонавтика", куда вошли уточнения по дополнительно полученным материалам. Это издание уже вышло в 1970 г. (издательство "Мир") на английском и испанском языках, в ближайшие месяцы в немного дополненном виде выходит на русском и французском языках и готовится к изданию на немецком и польском языках.

Академик В.П.ГЛУШКО
Архив ГДЛ-ОКБ, оп.З, ед. хр. 17, лл. 5-10.



16.07.1970г.

В связи с возросшими требованиями к надежности боевых и ракетно-космических комплексов важное значение имеет разработка более совершенных методов создания и доводки ЖРД, выбор оптимальных путей для решения боевых и космических задач и оптимальное планирование затрат при минимальных сроках создания комплексов.

Ряд организаций (ЦИАМ, НИИТП, НИИХМ, КБХА) предлагает свои методики отработки ЖРД, которые, по мнению авторов, решают проблему создания надежных двигателей.

Не вдаваясь в детальный разбор упомянутых методик, можно указать на следующие два основных присущих им недостатки:

— отсутствие конкретных рекомендаций по мерам, направленным на ликвидацию возникающих аварийных дефектов, вследствие чего процесс создания работоспособного ЖРД выпадает из поля зрения методик;

— методики предлагаются и считаются пригодными для всех без исключения ЖРД вне зависимости от их размеренности, назначения, схемы и т.д.

К сожалению, рассматриваемая методика не свободна от указанных недостатков.

Конкретно по рассматриваемой методике КБЭМ имеет следующие замечания:

1). Кривая, описывающая зависимость количества двигателей, затрачиваемых на доводку, от гарантийного ресурса, получена с помощью объединения результатов испытаний таких разнородных двигателей как американский F-1, прошедший громадный объём автономных испытаний отдельных агрегатов, и отечественные 11Д43, 11Д51, конструктивная схема которых и существующая стендовая база не позволяли проводить автономные испытания агрегатов в достаточно широком объёме.

Такое объединение статистики и ее описание с помощью одной зависимости, по мнению КБЭМ, неправомерно. Кроме того, создание ЖРД с большим гарантийным ресурсом и многоразовостью включения без существенного снижения удельного импульса и увеличения удельного веса изделия представляет более сложную и трудную задачу, чем создание ЖРД, рассчитанного на одно включение и небольшой ресурс. Кривые, приведенные на рис.6, показывающие, что для доводки двигателя с гарантированным ресурсом, равным 1,25 эксплуатационного ресурса, требуется затратить более 300 экземпляров двигателей, а для доводки двигателя, гарантийный ресурс которого равен 15-20 эксплуатационным, требуется только 38 двигателей, не учитывают огромный объём работ, затрачиваемых на то, чтобы вообще обеспечить работу двигателя со столь значительным гарантийным ресурсом.

Поэтому выводы, связанные с оценкой объёма и стоимости доводки, по мнению КБЭМ, нуждаются в серьезной корректировке.

2). Расчеты оптимальных значений параметров ЖРД основаны на зависимости стоимости создания ЖРД от давления в КС, тяги и числа израсходованных двигателей (точнее КС), полученной в отчете НИИТП, и поэтому ошибка в полученных результатах определяется точностью этой зависимости. Поскольку указанный отчет не был направлен в наш адрес, мы не можем высказать обоснованных замечаний о применимости формулы. Однако указанная формула, по-видимому, может быть получена только путем статистической обработки эмпирических данных по стоимости создания ЖРД. Поэтому она действительна только в узком диапазоне рассмотренных ЖРД и для того времени, когда были получены эмпирические данные.

Для вновь создаваемых типов ЖРД и другого периода времени (по прошествию нескольких лет) полученная зависимость уже не будет выполняться. В связи с этим оптимальные значения параметров, полученные в рассматриваемом отчете, и рекомендации по применению топлив в значительной степени носят приближенный характер.

3). По мнению КБЭМ методики, аналогичные рассматриваемой, должны создаваться для определенного класса ЖРД, создание которых становится актуальным. При этом должны учитываться конкретные ракетные комплексы, для которых создаются ЖРД, состояние промышленности, наличие стендовой базы и т.д.

Положительной стороной предложенной методики является постановка ряда основных вопросов по созданию ЖРД, таких, как многоразовость запуска двигателя, отработка его на длительный гарантийный ресурс, требование отсутствия переборки после КТИ. Все эти вопросы в определенной степени поднимаются и в методиках других организаций. Решение их является важной задачей настоящего времени. Вместе с тем необходимо отметить, что многое из предлагаемого в новых методиках уже в течение многих лет используется отечественными КБ при доводке двигателей (проверка запасов работоспособности за пределами заданными ТЗ по режимам, температурам, времени работы, наработке ресурса и т.д.), проведение же КТИ без переборки должно применяться не огульно на всех двигателях, а с учетом особенностей конкретной конструкции ЖРД, применяемых топлив, назначения и т.д.

Следует оценить положительно детальную проработку и расчеты по стоимости выполнения задачи и разработку методики оптимизации параметров. Указанная методика может дать экономическое обоснование при выборе параметров определенного класса ЖРД, при использовании соответствующих уточненных зависимостей по стоимости доводки ЖРД и выполнения темы в целом.

В заключении отмечаем, что отчет представляет интерес и может быть использован при выборе и обосновании направлений в двигателестроении.

Главный конструктор ГЛУШКО
Арх.№2834 (118-121)



30.07.1971г.

Согласно договоренности с Вами и тов. Грушиным П.Д. направляю Вам материал, доложенный мною на заседании Правительственной комиссии по выяснению причин гибели космонавтов, для включения в акт Правительственной Комиссии.

К СПРАВКЕ ЦКБЭМ О ЗАМЕЧАНИЯХ ПРИ ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЯХ КОСМИЧЕСКИХ КОРАБЛЕЙ

ТИПА "СОЮЗ" За период с 28.11.1966г. по 30.6.1971г. произведено всего 19 пусков кораблей типа "Союз". Из них:

1) один пуск без замечаний;

2) восемь пусков с замечаниями аварийного характера, в том числе четыре пилотируемых полета, из которых два окончились гибелью четырех космонавтов;

3) десять пусков с замечаниями большей или меньшей важности, которые не привели к аварийной ситуации.

Ниже приведено распределение кораблей по этим трем группам пусков.

8. Корабль №32 («Союз-11» с космонавтами Г.Т.Добровольским, В.Н.Волковым, В.И.Пацаевым) — во время схода корабля с орбиты при спуске и отделении СА от БО произошло нештатное срабатывание дыхательного клапана, что привело к разгерметизации корабля и гибели космонавтов.

Сюда относятся пуски остальных 10 кораблей, при которых имели место различные замечания, указанные в справке ЦКБЭМ. Некоторые из этих отказов также могли привести к аварийным последствиям при определенных условиях, например, отказы системы ионной ориентации на кораблях «Союз-8» и «Союз-10» в случае их полета в непилотируемом варианте (космонавты использовали систему ручного управления), отказ системы наддува вытеснительных емкостей на пилотируемых кораблях "Союз-7" и "Союз-8" в случае посадки кораблей на воду, для которой эта система наддува предусмотрена. Другие отказы приводили к невыполнению либо основных задач полета, например, несовершенство системы сближения кораблей при полете пилотируемого корабля «Союз-3» и отказ системы сближения пилотируемых кораблей "Союз-7" и "Союз-8", что не позволило осуществить стыковки, либо к частичному невыполнению программы полета.

ГЛУШКО
Арх.№ 2938 (177-179)



24.08.1970г.

Рассмотрев предложение ЦКБЭМ о проведении совместной проработки по двигателям сближения и причаливания для комплекса ЛЗМ на компонентах топлива на основе высококонцентрированной перекиси водорода (ВПВ), сообщаю следующее.

По мнению КБЭМ, создание таких двигателей вполне реально. Однако при решении этой задачи, по-видимому, придется преодолеть некоторые трудности, связанные, в основном не только с особенностями компонентов на базе ВПВ, сколько со спецификой характеристик двигателей.

КБЭМ не имеет опыта разработки двигателей с тягой в несколько десятков и сотен килограмм. Проведение предлагаемой проработки, кроме того, было нарушением его многолетней установившейся специализации в разработке двигателей с тягой не менее 10 т.

В связи с изложенным КБЭМ считает, что проработку возможности создания двигателей навесных отсеков и причаливания на базе ВПВ целесообразно провести специализированными организациями (например, с КБ т. Степанова В.Г.).

Главный конструктор ГЛУШКО
Арх.№ 2799(167)



08.12.1971г.

В соответствии с ДП-73 от 10 сентября 1971 года сообщаю предложения КБЭМ в комплексный план мероприятий по ускорению научно-технического прогресса в отрасли.

А. Накопленный в КБЭМ опыт, производственная и экспериментальные базы позволяют вести разработку двигателей с тягой от 10 тонн и выше как на освоенных, так и перспективных высокоэффективных компонентах топлива. В КБЭМ постоянно ведутся работы по освоению новых перспективных высокоэффективных топлив, что является его спецификой. Стендовая база КБЭМ позволяет проводить испытания двигателей указанного диапазона тяг и работающих на компонентах топлива: АТ+НДМГ, O₂+НДМГ, O₂+РГ-1 и Н₂O₂+РГ-1. При этом переход от одного топлива к другому требует реконструкции стендов с относительно небольшими затратами средств и времени.

Приморский филиал КБЭМ, специально созданный для освоения перспективных компонентов топлива, обеспечивает испытания двигателей, работающих на компонентах топлива F₂ +NH₃, и стендовая база может быть реконструирована для испытаний ЖРД, использующих компоненты топлива: F₂+H₂, Н₂O₂+В₅Н₉ и ClF₅+АГ-25.

Производственная и экспериментальные базы КБЭМ позволяют создавать двигатели тягой в несколько сот тонн на компонентах топлива АТ+НДМГ и O₂+РГ-1, разработка мощных двигателей на компонентах топлива O₂+Н₂ потребуют переоборудования стендов Приморского филиала.

Кроме ЖРД КБЭМ в продолжение ряда лет ведет работы по исследованию ЯРД и ядерных энергетических установок.

Большинство разработок КБЭМ не только первоочередных, но и перспективных, проводятся по заданиям ракетных КБ применительно к конкретным комплексам военного и космического назначения, в значительной степени определяющим научно-технический прогресс ракетостроения и, следовательно, отрасли.

В связи с изложенным дальнейшие исследовательские, опытно-конструкторские работы и работы в обеспечение перспективы развития ракетных двигателей и энергетических установок с целью ускорения научно-технического прогресса отрасли представляется целесообразным вести в КБЭМ в следующих направлениях.

1. Продолжение исследований по усовершенствованию двигателей, находящихся на вооружении и проектируемых боевых ракетных комплексов, на штатных компонентах топлива АТ+НДМГ.

2. Проведение исследований и создание многоразовых с большим ресурсом двигателей большей тяги на компонентах топлива O₂+РГ-1 и O₂+Н₂ для ступеней ракетно-транспортных систем.

3. Исследования в обеспечение широкого внедрения в ракетную технику топлив, использующих в качестве окислителя высококонцентрированную перекись водорода (ВПВ) как для боевых ракет, так и для космических комплексов различного назначения.

Разработку двигателей, использующих топлива на основе ВПВ, по-видимому, целесообразно вести в следующей последовательности применения горючих: РГ-1, использование в дальнейшем растворов В₅Н₉ в РГ-1, В₅Н₉, суспензия алюминия в гидразине, суспензия бериллия в гидразине и BeН₂.

Для обеспечения широкого внедрения ВПВ в ракетную технику необходимо:

а) дальнейшее проведение рядом организаций, в первую очередь ГИПХ МХП, работ по повышению стабильности ВПВ (до величины потери концентрации не более 0,1% в год при среднегодовой температуре не менее 15°С) с учетом условий работы и особенностей конструкции конкретных ракетно-космических комплексов;

б) продолжение работ по изучению охлаждающих свойств РГ-1 и ВПВ в обеспечение возможности охлаждения камеры сгорания ЖРД ВПВ (ГИПХ);

в) разработка для диска и лопаток газовых турбин ТНА материала и покрытий, обеспечивающих работоспособность ротора ТНА в окислительной среде с температурой до 1200°С (ЦНИИМАШ).

4. Проведение работ по внедрению окислителя F₂ с горючими NH₃ и Н₂ на верхних ступенях космических ракет для существенного улучшения характеристик имеющихся и проектируемых ракетных комплексов.

5. Проведение исследований по созданию и развитию энергетических установок, разрабатываемых по теме НИР-651Х.

6. Продолжение исследований по созданию и развитию ЯРД и ядерных бортовых энергоустановок большой мощности на основе ядерного газофазного реактора (с МГД-преобразователем).

Кроме того, КБЭМ считает целесообразным дальнейшее проведение исследований топлива ПФХ+АГ-25 в ГИПХ.

Конкретные сроки, необходимый объем финансирования работ и конкретные характеристики двигателей для перспективных ракетных разработок могут быть оценены КБЭМ только после рассмотрения сводных предложений головных организаций по разработке ракетных комплексов...

Главный конструктор ГЛУШКО
Арх.№ 2966 (146-150)



21.08.1972г.

В связи с тем, что возможности повышения эффективности боевых ракет при сохранении их объема и при использовании штатных компонентов топлива (АТ+НДМГ) ограничены, весьма актуальным является поиск высокоэффективных компонентов топлива.

При условии преемственности конструктивных и производственно-технологических решений по ракете и стартовому комплексу летно-технические характеристики боевых ракет, в частности модификаций ракеты 15А15, могут быть существенно улучшены за счет применения на верхней ступени двигателей, использующих высокоэффективные топлива.

На основании работ КБЭМ и ряда научно-исследовательских институтов по поиску эффективных высококипящих топлив с учетом летно-технических и эксплуатационных показателей можно сделать вывод, что наиболее перспективным является топливо, состоящее из высококонцентрированной перекиси водорода (с концентрацией 98%) и смеси пентаборана с углеводородным горючим типа РГ-1 или Т-1.

Как уже сообщалось Вам (наш исх. от 30.12.70г.) реальность создания двигателя на топливе ВПВ-96+пентаборан-1 (пентаборан-1 — смесь 94% (по весу) пентаборана с 6% углеводородного горючего типа Т-1) (ПБ-1) подкрепляется многолетними опытными работами ГНИИХТЭОС и КБЭМ.

Проведено на стенде ГНИИХТЭОС более 400 испытаний модельных камер сгорания конструкции КБЭМ и 20 испытаний экспериментального двигателя тягой 10 тонн в Приморском филиале КБЭМ. Результаты проведенных испытаний подтверждают реальность создания двигателя на ВПВ+ПБ-1.

В КБЭМ были проведены предварительные оценки эффективности использования на II ступени ракеты 15А15 ЖРД, работающего на топливе ВПВ+ПБ-1, вместо ЖРД 15Д169, работающего на штатном топливе.

Для сравнения была также проведена оценка эффективности использования на II ступени 15А15 ЖРД, работающих на топливах ВПВ+АлГ (АлГ — тиксотропная суспензия 40% алюминия (по весу) в гидразине) и АТ+АлГ+НДМГ (АлГ+НДМГ — тиксотропная суспензия 40% алюминия (по весу) в гидразине + несимметричный диметилгидразин, используемый для получения генераторного газа).

Учитывая существующие на II ступени ракеты 15А15 ограничения диаметра выходного сечения сопла d_a =800 мм при оценках параметров ЖРД, работающих на различных топливах, d_a было принято 800 мм. При этом следует отметить, что эфективность топлива ВПВ+ПБ-1 повышается при увеличении степени расширения продуктов сгорания. Поэтому при оценках были определены параметры ЖРД и дальность полета ракеты 15А15 при использовании на II ступени топлива ВПВ+ПБ-1 и для диаметра выходного сечения сопла больше 800 мм.

Оценка изменения дальности полета ракеты 15А15 при использовании на II ступени двигателей, работающих на различных топливах, вместо двигателя 15Д169 производилась с учетом эквивалентов изменения дальности, сообщенных из КБЮ.

Оценку эффективности применения на II ступени ракеты 15А15 различных топлив целесообразно проводить по величинам прироста полезного груза. Из-за отсутствия в КБЭМ эквивалентов для определения изменения полезного груза ракеты 15А15 сравнение проводилось по приросту дальности стрельбы. По данным НИИТП увеличению дальности на 25% соответствует прирост полезного груза на ~ 40%.

Предварительные основные параметры двигателей II ступени ракеты 15А15 на различных топливах и изменение дальности полета ракеты при использовании этих двигателей вместо ЖРД 15Д169 приведены в таблице 1.

Таблица 1

Как следует из данных, приведенных в таблице 1, максимальный прирост дальности стрельбы ракеты 15А15 может быть получен при использовании на II ступени ЖРД, работающей на топливе ВПВ+ПБ-1, вместо ЖРД 15Д169, работающего на штатном топливе. Учитывая ряд преимуществ, обусловленных использованием в качестве окислителя ВПВ: простота схемы по сравнению, например, с двигателем на топливе АТ+АлГ+НДМГ, однокомпонентный газогенератор, отсутствие забросов температуры и неравномерности температурного поля перед турбиной и др., — становится очевидной перспективность ЖРД верхних ступеней на топливе ВПВ+ПБ-1.

Основной проблемой, от решения которой зависит возможность применения ЖРД, работающего на топливе с ВПВ в качестве окислителя, является необходимость повышения стабильности ВПВ в процессе хранения. Уменьшение концентрации ВПВ по времени хранения приводит к уменьшению дальности стрельбы и вызывает необходимость введения специального дыхательного устройства в баках ракеты, т.к. вьщеляющийся из-за разложения ВПВ кислород может приводить при длительном хранении к повышению давления. При годовом падении концентрации Н₂О₂ 0,3%, принимаемом в настоящее время по экспериментальным данным для хранения ВПВ в емкостях из алюминия АД-1 в складских условиях при среднегодовой температуре 15°С, через 10 лет дальность полета ракеты 15А15 при использовании на II ступени топлива ВПВ+ПБ-1 уменьшится на ~ 3,5%.

С целью улучшения свойств ВПВ как компонента ЖРТ рядом организаций при участии КБЭМ ведутся работы по повышению стабильности ВПВ в процессе хранения.

В соответствии с предварительными данными, полученными за последнее время при работе по совместной программе ГИПХ, КБЭМ и ИРЕА (Отчет о НИР «Исследование совместимости и стабилизирующего действия комплексообразующих соединений в контакте с ВПВ», Ленинград-Москва, 1972 г.), в интервале температур 90-100°С при оптимальной концентрации комплексообразующих соединений (нитрилтриметил-фосфоновой кислоты — НТФК и фосфицина), введенных для стабилизации в ВПВ, скорость термического распада 96-97% перекиси водорода снижается в 7-20 раз. Даже, если принять, что введение комплексоноз уменьшит скорость термического распада в 6 раз, т.е. годовая концентрации будет составлять ~0,05% при средней температуре 15°С, то через 10 лет хранения дальность стрельбы уменьшится всего на ~0,6%. Сейчас начаты исследования стабилизирующего действия НТФК и фосфицина при длительном хранении ВПВ в условиях нормальных температур.

Таким образом, имеются реальные возможности уменьшения потерь концентрации ВПВ до величины, не оказывающей практического влияния на эффективность и эксплуатационные характеристики топлива.

Представляют интерес данные, полученные в НИИ-25 по результатам хранения ВПВ-96 с начальной концентрацией ~ 97% в армейских емкостях РА-2МП, изготовленных из АД-1, объемом 2 м³, при температуре +5-+25°С. Результаты измерений концентрации ВПВ в процессе хранения приведены в таблице 2 (в %).

Таблица 2

Как видно из таблицы 2, наблюдается падение концентрации ВПВ на 0,3 до 9 месяца хранения и практически сохранение концентрации неизменной в течение следующих 18 месяцев хранения.

Известно, что скорость падения концентрации ВПВ при хранении уменьшается с увеличением отношения объема емкости к контактирующей с ВПВ поверхностью. В связи с тем, что объем бака с ВПВ на II ступени 15А15 будет в несколько раз больше, чем объем армейских емкостей РА-2МП, то ожидаемое уменьшение концентрации ВПВ при хранении в баке ракеты будет меньше.

По стабильности пентаборана проблем нет. Проблема, связанная с высокой токсичностью пентаборана, решается ампулизацией II ступени ракеты 15А15. Продукты сгорания пентаборана с ВПВ нетоксичны.

Что касается возможности использования топлив на основе АлГ и, в частности АТ+АлГ+НДМГ, то помимо того, что при его применении на II ступени ракеты 15А15 получается в ~ 2 раза меньший выигрыш в дальности стрельбы по сравнению со случаем применения ВПВ+ПБ-1, есть еще ряд нерешенных проблем, как по возможности создания стабильной суспензии алюминия в гидразине (учитывая отсутствие положительных данных по длительному хранению АлГ), так и по конструкции двигателя, которые не дают возможности в настоящее время начать полноценную опытно-конструкторскую разработку двигателей. Какие либо данные, позволяющие определить пути и сроки разрешения этих проблем, практически отсутствуют.

В связи с вышеизложенным КБЭМ считает, что на II ступени модификаций ракеты 15А15 целесообразно использовать ЖРД, работающие на топливе ВПВ+ПБ-1. И это наиболее реальный путь повышения эффективности следующего поколения боевых ракет.

КБЭМ готово принять участие в проработках и предоставить Вам все необходимые данные.

Главный конструктор ГЛУШКО
Арх.№ 3146 (174-179)




02.11.1972г.

По Вашей просьбе ознакомился с отчетом ЦНИИМАШ «К вопросу о роли немецкой техники и немецких специалистов в развитии советской ракетной техники в послевоенные годы (1945-51 гг.)».

С содержанием отчета в основном можно согласиться при условии внесения некоторых уточнений. Основным замечанием является то, что необходимо отметить значительное влияние достижений немецкой ракетной техники военного периода на развитие ракетной техники в послевоенный период в других странах, в том числе и в СССР. Это следует отметить как в тексте, так и в выводах. В п.З выводов убрать слова «немецкие трофейные образцы». Из п.1 выводов следует убрать слова «и учет отрицательного».

Вероятно, при составлении отчета использована лишь малая доля архивных материалов, которыми располагает ЦНИИМАШ, что привело к слишком краткому и не всегда конкретному освещению рассматриваемых вопросов. Часть материалов по этой теме имеется в архивах других советских организаций, изучавших трофейную ракетную технику в Германии. Каждая из этих организаций посылала своих сотрудников. Так, от нашего ОКБ в 1945-46 гг. в Германию были командированы полковник В.П.Глушко, подполковник С.П.Королев, офицеры В.Л.Шабранский, Г.Н.Лист, Н.Л.Уманский и др.

Работу сотрудников нашего ОКБ в Германии и немецких специалистов в нашем ОКБ намечено осветить в отчете по теме «История ракетной техники в СССР в 1945-72 гг.». Прошу ускорить утверждение в MOM карточки на эту тему.

В.П.ГЛУШКО
Арх.№3285 (61)



12.01.1973г.

Наиболее эффективное жидкое ракетное топливо образуется на базе жидкого фтора как окислителя. Фторные топлива обеспечивают наибольший удельный импульс при наибольшей плотности. Эффективнее двигателей на фторных топливах только ядерные ракетные двигатели.

Жидкий фтор — криогенный окислитель, кипящий примерно при той же температуре, что и жидкий кислород. По токсичности фтор близок к несимметричному диметилгидразину (гептилу). Учитывая эксплуатационные особенности, использование фторных топлив целесообразно для верхних ступеней космических ракет.

С целью внедрения фтора в ракетную технику 20 марта 1958 г. вышло Постановление ЦК КПСС и СМ СССР №344-167, предусматривавшее создание Приморского филиала КБЭМ на Карельском перешейке в изолированном районе для разработки двигателей на фторном топливе, разработку в КБЭМ и этом филиале стендового фторного двигателя, строительство Уралхимзавода МХП по производству жидкого фтора, создание железнодорожных и автотранспортных средств для перевозки жидкого фтора на любые расстояния, создание необходимой базы в ГИПХ МХП как головному по фтору.

Это Постановление полностью и успешно выполнено.

Работы по изучению свойств и освоению фторных топлив были начаты КБЭМ совместно с ГИПХ в 1949 г., затем велись во исполнение Распоряжений СМ СССР от 1954, 1956 гг. и др. Созданию натурного двигателя предшествовали большие исследовательские работы, в процессе которых до 1963 г. было проведено около 500 пусков газогенераторов, 1000 огневых испытаний модельных камер сгорания с тягой 100, 500 и 1500 кг. Разработка натурного фтор — аммиачного двигателя тягой 10 тонн велась в несколько этапов, в течение которых к 1973 г. выполнено 1058 огневых испытаний 558 двигателей, наработавших 142250 сек.

Вначале, в 1963-1965гг., был разработан стендовый двигатель 8Д21, затем в 1965-1969 гг. двигатель 11Д13Ф однократного действия летного типа. Наконец, на базе этих образцов в 1969-1973 гг. был разработан двигатель 11Д14 многократного включения для разгонного блока 11С813, устанавливаемого на ракету УР500К, для вывода на стационарную орбиту спутника Земли объекта СНТВ конструкции КБПМ (т. Решетнев М.Ф.), согласно Постановлению ЦК КПСС и СМ СССР № 589-202 от 24 июля 1969 г.

К настоящему времени проведено 651 огневое испытание 151 двигателя 11Д14 с суммарной наработкой 102350 сек, успешно выполнен основной объем доводочных испытаний. В 1973 г. будут завершены доводочные испытания и произведены поставки двигателей 11Д14 для совместных огневых испытаний в составе разгонного блока 11С813. В настоящее время двигатели 11Д14 вырабатывают по несколько ресурсов при многократных запусках.

Полностью освоена эксплуатация жидкого фтора. Всего перевезено в Приморский филиал около 3000 тонн фтора.

Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР №600-195 от 10 августа 1972 г. срок летных испытаний СНТВ перенесен на 1975 г., однако он находится под угрозой срыва.

Лимитирующим является строительство сооружений первой очереди стартовой позиции на НИИП-5 МО. Постановлениями строительно-монтажные работы по стартовому комплексу возложены на МО СССР, а обеспечение технологическим оборудованием на MOM со сроком ввода первой очереди IV кв. 1974 г.

Начав строительство в 1971 г., МО к концу 1972 г. освоило около 10 млн.руб. — при полном объеме строительно-монтажных работ около 40 млн.руб. На 1973 г. вместо потребных 20 млн.руб. — МО планирует 1 млн.руб. для консервации строительства.

К началу 1973г. для стартовой позиции MOM изготовило технологического оборудования на 30 млн.руб. К концу 1973г. MOM планирует реализовать оборудования на 20 млн.руб. (находится на разной стадии изготовления). Значительная часть этого оборудования уже поступила на строительную площадку и в связи с прекращением МО работ находится в условиях, не гарантирующих сохранность.

Срыв сроков строительства ставит под угрозу реализацию огромных заделов различных министерств. Одно только КБЭМ затратило на работы со фтором в течение 1949-1972 гг. свыше 215 млн.руб., в т.ч. 28 млн.руб. на капстроительство в Приморском филиале, в котором создан комплекс для испытаний двигателей и разгонного блока с двигателем. Огромные затраты понесло МХП, создавшее базу в ГИПХе, Уралхимзавод, ежегодно поставляющий 600 т жидкого фтора. МОП создало транспортные средства для фторных топлив. Большие затраты понесло MOM, организовав разработку в КБПМ и производство разгонного блока 11С813 на ОАЗ и СНТВ на КМЗ.

Консервация строительства стартовой позиции на НИИП-5 вместо экономии приведет к огромным материальным убыткам и сорвет или неоправдано задержит создание СНТВ, имеющей народнохозяйственное значение, и разгонного блока 11С813, являющего универсальным, так как использование его позволяет существенно увеличить грузоподъемность ракеты УР500К, при выполнении любой программы.

Учитывая вышеизложенное, убедительно просим поддержать финансирование строительно-монтажных работ МО СССР для обеспечения ввода в эксплуатацию первой очереди стартовой позиции на НИИП-5 в сроки, предусмотренные Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР № 600-195 от 10 августа 1972 г.

Главный конструктор КБПМ РЕШЕТНЕВ
Главный конструктор КБЭМ, академик ГЛУШКО
Арх.№ 3285 (91-93)



21.02.1973г.

Комплекс работ по созданию жидких ракетных топлив, завершившийся изданием труда под названием: справочник «Топлива для ЖРД» и представленный на соискание Государственной премии за 1973 г., охватывает ряд сложных и актуальных работ.

Авторами выполнено большое количество сложных, практически важных работ по созданию научных основ разработки эффективных компонентов ракетных топлив (ЖРТ). При проведении исследований учитывались потребности конструкторских организаций, создающих новые ракетные двигатели, ракеты и наземное оборудование, а также воинских частей, эксплуатирующих ракетную технику, и отраслей промышленности, производящих топлива.

В рассматриваемый комплекс работ входят исследования по теоретическому определению эффективности применения многих веществ как компонентов ЖРТ, синтезу наиболее интересных из них, определению их физико-химических и эксплуатационных свойств, подбору металлических и неметаллических материалов, совместимых с возможными компонентами топлива, разработке технологии их промышленного синтеза и мер безопасной эксплуатации.

Среди выполненных работ необходимо отметить следующие работы:

1. Проведение большого количества расчетов по определению удельного импульса и эффективности применения топливных пар в ЖРД.

2. Экспериментальное определение теплот сгорания (образования) большого количества веществ (более 200), необходимых для определения удельного импульса.

3. Усовершенствование методики сравнительного определения эффективности топлив ЖРД по критериям летно-технических характеристик для основных типов ракетных систем.

4. Создание и стандартизация методик и приборов для всестороннего исследования компонентов топлив и определения их физико-химических свойств. Разработка оригинальных методов и приборов для проведения коррозионных и некоторых других исследований.

5. Изучение закономерностей и механизма коррозийного воздействия компонентов ЖРТ на широкий круг металлических и неметаллических материалов и подбор ингибирующих добавок.

6. Проведение токсиколого-гигиенических и профпатологических исследований по специально разработанной программе, при этом установлена токсикологическая опасность кожно-резорбтивного действия паров высококонцентрированной перекиси водорода, несимметричного диметилгидразина и аммиака и экспериментально обоснованы соответствующие ПДК и т.д.

В результате совместной работы химиков, конструкторских, промышленных военных организаций, выявилась необходимость компактного изложения результатов выполненных исследований.

В результате проведенных работ был в 1958-1962 гг. издан справочник «Топлива для ЖРД» в семи томах. В 1965-1972 гг вышло в свет второе издание справочника, значительно переработанное и дополненное.

Творческая работа авторского коллектива заслуживает высокой оценки. Принимая во внимание вышеизложенное, считаю, что представленный комплекс работ заслуживает присуждения его авторам Государственной премии Союза ССР.

Председатель научного совета при Президиуме АН СССР по
проблеме «Жидкое ракетное топливо»,
Главный конструктор КБ ЭНЕРГОМАШ MOM,
академик ГЛУШКО
Арх.№ 3286 (15-17)



05.1973г.

Как хорошо известно, уже первые исследования обратной стороны Луны, выполненные по фотографиям АМС "Луна-3" и "Зонд-3", позволили выявить ряд особенностей важных для понимания истории происхождения нашего естественного спутника. К этим особенностям, в частности, можно отнести: материковый характер невидимой полусферы, где морские районы составляют около 3%, в то время как на обращенной к Земле поверхности они составляют около 31%; резкую асимметрию в распределении талассоидов и крупных кратеров (диаметром свыше 300 км) — на обратной стороне их имеется 12, а на видимой — 2; диаметрально противоположное расположение талассоидов и крупных кратеров по отношению к морским районам — антиподами 11 из 12 этих объектов, расположенных на обратной стороне, служат морские районы, что свидетельствует в пользу их генетической связи. Все выявленные на невидимой стороне крупные или интересные по своим параметрам объекты получили наименования, утвержденные MAC.

Однако, на обратной стороне Луны были еще выявлены огромные по протяженности кратерные цепочки, которым также предлагалось дать наименования. Эти образования были уверенно дешифрированы в районе Моря Восточного на ряде фотографий АМС "Зонд-3" в 1965 году.

Существенно отметить, что область расположения кратерных цепочек на снимках № 14, 18-24 АМС "Зонд-3" была сфотографирована при углах падения солнечных лучей от 20° до 70°. В таких условиях создаются удобные для дешифрирования четкие внутрикратерные тени и ярко освещенные противосолнечные склоны. Через несколько лет эти же области были сфотографированы КА "Лунар Орбитер 5" и АМС "Зонд-8". При съемке кадров №№ 22, 24, 26, 28, 30 "Лунар Орбитер 5" терминатор проходил вблизи западной окраины Моря Восточного, следовательно, на кратерные цепочки солнечные лучи падали под большими углами. Кроме того, ракурс съемки перемещал системы цепочек к видимому с КА лимбу. Тем не менее, на указанных кадрах большая часть цепочек легко выявляется. Дешифрирование снимков "Лунар Орбитер 5", проведенное после исправления ракурсных искажений проекцией на сферический экран, подтвердило направление и расположение 9 цепочек, выявленных на фотографиях "Зонда-3" к северо-западу от района Моря Восточного. Область расположения 3 остальных цепочек к югу от Моря Восточного практически отсутствует или неблагоприятна для дешифрирования на снимках "Лунар Орбитер 5".

На снимках АМС "Зонд-8" районы расположения протяженных кратерных цепочек во время съемки освещались солнечными лучами, падавшими под малыми углами, близкими к полуденным условиям. В результате внутрикратерные тени оказались очень малыми, однако после скрупулезного улучшения изображения дешифрирования кратерных цепочек стало возможным. В приложении даны соответствующие фотографии "Зонда-3", ректифицированные фотографии "Лунар Орбитер 5" и снимки "Зонда-8".

Перечисленные выше фотографии, полученные из космоса, служили исходным материалом при отображении районов, содержащих катерные цепочки и Море Восточное, на картах Луны, изданных в СССР и США. Известное различие в использованных материалах и методах их дешифрирования привело к тому, что на лунных картах и глобусах, выпущенных в СССР и США, изображения не только гигантских кратерных цепочек, но и самого Моря Восточного не полностью совпадают между собой. Накопление нового материала, совершенствование и унификация методов дешифрирования приведут через некоторое время к тому, что изображения этих объектов на картах и глобусах станут более близкими. Но уже то общее, что имеется на полученных различными космическими аппаратами фотографических кадрах и отображено на лунных картах, учитывая масштабы объектов и уникальные особенности всего района Моря Восточного, свидетельствует о целесообразности дать наименования расположенным в этом районе протяженным кратерным цепочкам. Уже сейчас район Моря Восточного привлекает внимание своими удивительными концентрическими сбросами с отдельными узкими лавовыми полями, чередующимися изменениями поля тяготения, расположенным в море лунным масконом и т.д.

Следует добавить, что о возрастающем интересе к изучению кратеров и кратерных цепочек как на видимой, так и на обратной сторонах Луны можно судить по растущему числу публикаций. Выяснение природы и генезиса этих образований в наше время представляет интерес не только для селенологии. Переданное автоматическими станциями изображение поверхности Марса оказалось покрытым неожиданно большим числом кратеров. Имеются на ней и кратерные цепочки. Даже поверхности спутников Марса покрыты кратерными образованиями. Хорошо известно, что многие земные районы, в особенности тектонически активные, богаты кратерами. Имеются на земной поверхности и кратерные цепочки. Теперь уже нет оснований сомневаться в том, что небесные тела нашей солнечной системы, обладающие твердой поверхностью, от Меркурия до спутников Юпитера и Сатурна, покрыты кратерными образованиями, с различным соотношением числа эндогенных и экзогенных объектов в зависимости от массы, плотности атмосферы, расстояния от Солнца и других параметров. Приведенные соображения дают основание ожидать более активного изучения лунных образований, о которых мы будем получать все более подробную информацию.

Правила присвоения названий лунным объектам, принятые MAC в 1961 г. в Беркли, предусматривают различные виды наименования в зависимости от особенностей образования и распространяются на перечисленные в правилах типы образований, в которые не вошли кратерные цепочки. Последнее обстоятельство обуславливает необходимость дополнить правила 1961 года порядком присвоения наименований кратерным цепочкам. При этом, очевидно, должно быть учтено, что цепочки образованы рядом кратеров, т.е. в отличие от других лунных объектов являются коллективными образованиями.

Отмеченная особенность кратерных цепочек делает логичным присвоение им наименований научных коллективов — в первую очередь сделавших основополагающий вклад в развитие ракетно-космической науки, открывшей дорогу на Луну и планеты, открывшей путь в космос. Присвоение лунным кратерным цепочкам наименований таких научных коллективов в какой-то степени отразило бы исключительно важное значение космических методов исследования в современной астрономии вообще и в исследовании Луны в частности.

Число кратерных цепочек, которым следует присвоить наименование должно быть небольшим: 6-8 на обратной стороне и 2-3 на видимой. Наименования научных коллективов-организаций для присвоения их кратерным цепочкам выдвигаются учеными соответствующих стран. Предлагалось выдвинуть названия научных коллективов: от СССР — 3, от США— 3, от других государств — 2-4.

От СССР предлагались:
— GDL — Gas-Dynamics Laboratory;
— GIRD — Group to study jet propulsion;
— RNII — Rocket Research Institute.

Вклад этих трех научно-исследовательских и опытно-конструкторских организаций СССР в решение ракетно-космических проблем показан в приложении.

Для США нами назывались как возможные претенденты:
— NASA — National Aeronautics and Space Administration — организация, объединяющая ряд правительственных научно-исследовательских и опытно-конструкторских космических центров;
— JPL — Jet Propulsion Laboratory — лаборатория одного из американских институтов, принимавших активное участие в развитии ракетно-космической науки, внесшая наибольший вклад.

Для других стран возможно наименование, например, в честь CNES — Centre national d'etudes spatiales — национальный центр космических исследований — организация координирующая и направляющая ракетно-космические исследования и разработки во Франции.

При этом учитывается широкая практика применения аббревиатур в астрономии, например, при обозначении созвездий, образований на Марсе, наименовании астероидов. Более того, известен прецедент, когда начальными буквами названия научной организации именовали небесное тело, именно, астероид КРАО (Крымская астрофизическая обсерватория) и это наименование утверждено MAC.

В приложении приводятся фотоснимки из серии, полученной "Зондом-3", "Лунар Орбитер 5" и "Зонд-8", на которых помечены кратерные цепочки, занумерованные по Атласу обратной стороны Луны, ч. II, 1967 г.

Первые предложения по наименованию трех кратерных цепочек (ГДЛ, ГИРД, РНИИ) были направлены нами в Комиссию 17 (Луна) MAC в 1966 г. и опубликованы в Астрономическом журнале, 43, № 5, 1966, затем в Атласе обратной стороны Луны, ч. 2, 1967 г. и других изданиях.

Комиссия 17 MAC на XIV съезде MAC в 1970 г. отметила, что для принятия предложения по наименованию кратерных цепочек на Луне рабочая группа Комиссии не располагала достаточными данными и что этот вопрос должен быть подготовлен к следующему съезду в 1973 г.

В связи с изложенным просим Вас поддержать наше предложение о присвоении наименований кратерным цепочкам и утверждении их на XV съезде MAC.

ГДЛ (Газодинамическая лаборатория)

Первая в СССР научно-исследовательская и опытно-конструкторская организация по разработке ракет и ракетных двигателей. Организована в 1921 г., разработала и испытала первый в мире электротермический ракетный двигатель (1929-1933), первые советские жидкостные ракетные двигатели (1930-1933) и ракеты на шашечном бездымном порохе (1928-1933). Выросшее из ГДЛ опытно-конструкторское бюро по жидкостным ракетным двигателям (ГДЛ-ОКБ) разработало мощные ракетные двигатели, использованные в СССР в 1949-1973 гг. на всех геофизических и космических ракетах.

ГИРД (Группа изучения реактивного движения)

Организована в СССР в 1932 г. Разрабатывала ракетопланы, жидкостные баллистические и крылатые ракеты, испытала ряд конструкций жидкостных ракетных двигателей, создала сверхзвуковую аэродинамическую трубу. В 1933 г была запущена первая советская жидкостная ракета.

РНИИ (Реактивный научно-исследовательский институт)

Первый в мире государственный институт по разработке ракет. Создан в СССР в 1933 г. на базе ГДЛ и ГИРД. Тематика института охватывала все основные проблемы ракетной техники. В 1934-38 гг. были совершены полеты ряда ракет, в 1939 г. проведены летные испытания крылатой ракеты, в 1937-1938 гг. наземные испытания ракетоплана. В 1940 г. был совершен полет на ракетоплане. В 1942 г. совершен полет на ракетном самолете. Является ведущим в СССР научно-исследовательским институтом по ракетно-космическим энергетическим системам.

На съезде MAC в 1967г. для подготовки предложений по наименованиям Комиссия 17 организовала рабочую группу по лунной номенклатуре под председательством д-ра Д.Г.Мензела. Эта группа не пришла к единому мнению по наименованиям кратерных цепочек в связи с возражениями председателя, сформулированным им в его письме от 7 ноября 1969 г.:"First, the existence of crater chains has not yet been completely demonstrated, second, the names as proposed seemed inappropriate; the abbreviations of these names appeared awkward and probably short-lived in terms of lunar history;there are no acceptable counterparts in the USA' other than hundreds of experimental and industrial laboratories".

По пунктам этого заявления следует ответить. Сомнения в существовании кратерных цепочек опровергаются простым рассмотрением фотографий, снятых еще аппаратом «Зонд-3» в 1965 г. Последующие снимки аппаратов "Лунар орбитер" подтвердили наличие этих цепочек и они показаны на картах Луны, изданных в СССР и США (НАСА). За период 1967-1972 гг. в советской и американской литературе опубликованы исследования характеристик кратерных цепочек (см. труды Ю.Н.Липского в 1967 г. и позже, Г.Филдера и др. в 1972 г., П.Д.Лоумана в 1972 г. и др.).

Предположение о неприемлемости предлагаемых аббревиатур опровергается широкой практикой применения аббревиатур в астрономии, например, при обозначении созвездий, образований на Марсе, наименовании астероидов.

Соображение о трудной произносимости предлагаемых аббревиатур не увязывается с неоднократным предложением д-ра Д.Г.Мензела обозначать кратеры на луне набором 13 букв и цифр, дающих широту и долготу кратера. Например, д-р Д.Г.Мензел в своем письме от 17 мая 1972 г. пишет: "I suggested, therefore, that craters be designated by numbers, with the decimal point omitted. For example, №42173E037256 unambiguously locates all object at 42.173° north and 37.256° east". Неужели GDL или GIRD произносятся труднее, чем N42173E037256!?

Наконец д-р Д.Г.Мензел указывает, что помимо государственных организаций, возглавляемых NASA, в США имеется большое количество частных организаций ракетно-космической промышленности, что затрудняет их выбор для наименований кратерных цепочек. В связи с этим нами предлагалось собирательное наименование APSI-American Private Space Industry.

Архив ГДЛ-ОКБ, on. 3, ед.хр.2, лл. 175 — 183.
Приводится с сокращениями.



26.07.1973 г.

Повышение удельного импульса тяги ракетных двигателей, являющееся одним из кардинальных направлений развития ракетного двигателестроения, обусловило поиски путей использования энергии ядерного распада в этой бурно развивающейся области техники. Успехи, достигнутые в отечественном ракетостроении в 1950-55 годы, позволили физико-энергетическому институту МСМ (в то время лаборатории «В» ГУИАЭ) сделать принципиальное предложение об установке твердофазного реактора на ракетный двигатель. На базе предложения ФЭИ, предусматривавшего применение уран-графитового гомогенного реактора для нагрева водорода до высоких температур, в КБ Энергомаш были начаты в 1956 г. систематические расчетно-конструкторские разработки по ядерным ракетным двигателям с твердофазными реакторами (схема «А»). Выполненные в 1956-58гг., совместно с ФЭИ — в части нейтронно-физических и тепловых расчетов реакторов, предварительные исследования охватывали широкий диапазон тяг (от десятков до сотен тонн), применяемых рабочих тел, типов реакторов (по характеру распределения делящегося вещества, роду замедлителя и т.д.). В 1958 г. для проведения разработки ядерных ракетных двигателей в КБ Энергомаш была создана специальная расчетно-конструкторская бригада, преобразованная в 1961 г. в расчетно-конструкторский отдел ЯРД. С момента создания руководство этим научно-техническим подразделением было возложено на Р.А.Глиника; в числе первых сотрудников, работавших в КБЭМ в данном тематическом направлении, были Е.М.Матвеев, Г.Л.Лиознов, В.Я.Сироткин, К.К.Некрасов, В.Н.Петров. На базе выполненных КБЭМ и ФЭИ предварительных исследований, а также исследований НИИТП, проводившего в те годы параллельные исследования по использованию ядерной энергии в ракетных двигателях, в 1958 г. вышло постановление ЦК КПСС и СМ СССР, которым, в частности, предусматривалась разработка в КБЭМ эскизного проекта ЯРД большой тяги схемы «А» на рабочем теле жидкий аммиак. Разработка эскизного проекта была осуществлена в 1959 г. с участием ФЭИ МСМ (физические расчеты) и НИИТП (теплофизические расчеты реакторов, экспериментальные исследования по ТВЭЛ'ам, исследования динамики двигателя) в двух вариантах: двигатель РД-401 — с водяным замедлителем, двигатель РД-402 с бериллиевым замедлителем. Двигатель РД-402, обладающий лучшими весовыми и эксплуатационными характеристиками, имел тягу в пустоте ~ 168 т, удельный импульс тяги — 428 сек и удельную массу — 22 кг/т тяги, продольный габарит 5760 мм.

В эскизном проекте были впервые обоснованы: оптимальность применения гетерогенных многотвэльных реакторов до уровня тяги 500 тонн; применение твердого бериллиевого замедлителя; конструкция тепловыделяющих сборок, обеспечивающих высокотемпературный (до 3000°К) нагрев рабочего тела (с минимальными неравномерностями по сечению ТВС); гомогенизированная схема исполнительных органов управления реактора с использованием поглощающего газа в изолированных каналах; замкнутая схема привода ТНА, с нагревом рабочего тела в специальных газогенераторных ТВЭЛ'ах; рулевое управление путём качания двигателя на карданном подвесе, многосопловая конструкция двигателя, позволяющая существенно сократить продольные габариты двигателя; размещение бустерного насоса рабочего тела в заборной части бака ракеты; необходимость охлаждения большинства агрегатов от тепловыделения, обусловленного ядерными излучениями и др. Хотя энергетические характеристики двигателя РД-402 были относительно невысокими, тем не менее, проведённая эскизная разработка позволила выявить и в определенной мере решить целый ряд сложных научно-технических вопросов по созданию ЯРД схемы «А».

Полученные к 1960 г. обнадеживающие результаты по применению жидкого водорода в ракетной технике и созданию приемлемых конструкций соответствующих ракетных баков сделали возможной постановку вопроса об эскизной разработке ЯРД схемы «А» на жидком водороде, позволяющем увеличить удельный импульс тяги более чем вдвое; постановление ЦК КПСС и СМ СССР на разработку было выпущено в 1960 г. В соответствии с этим в 1962 г. КБЭМ разработало в широкой кооперации с ведущими научно-исследовательскими предприятиями при общем научном руководстве НИИТП и научном руководстве по реактору со стороны ФЭИ эскизный проект двигателя РД-404.

Двигатель РД-404 был разработан на тягу в пустоте 200 тонн, при удельном импульсе тяги ~ 950 сек и удельной массе (с защитой баков от реакторных излучений) — 45 кг/т тяги, продольный габарит 7770 мм.

При разработке двигателя РД-404 нашли свое разрешение многие специальные вопросы по расчету и конструированию ЯРД схемы «А». Были исследованы двигательные реакторы с различными типами замедлителей и изыскано оптимальное конструктивное выполнение бериллиевого замедлителя в виде автономных ячеек, включающих тепловыделяющие сборки. Была обоснована и разработана двухзонная конструкция тепловыделяющей сборки с начальной зоной на основе графитового материала и догревной зоной — на основе металло-карбидной композиции, позволяющая получать среднюю температуру нагрева водорода 3000°К. Разработана и исследована система управления реактором с использованием жидких ртутных «стержней». Разработана система управления двигателя с использованием специальной пироавтоматики.

Было проведено комплексное исследование и оптимизация параметров двигателя по минимальной удельной массе, позволившая также обеспечить наивыгоднейшее взаимное расположение двигателя и ракеты. Проведены исследования процессов запуска и регулирования двигателя, режима конечной ступени с использованием остаточного тепловыделения реактора; разработаны реверсные устройства, сводящие к минимуму импульс последействия.

На базе анализа условий работы агрегатов в поле реакторных излучений и функционального взаимодействия агрегатов разработаны принципы компоновки двигателя, его агрегатов, защиты баков и установки на ракете.

Исследована и разработана система рулевого управления с использованием рулевых створок на срезах сопел. Проектные разработки были подтверждены комплексом экспериментальных исследований по стойкости материалов ТВЭЛ'ов, прочности узлов ТВС, исследований на физсборках, газодинамических исследований многосопловой конструкции, исследований ртутной системы управления реактором и др.

Значительный вклад в разработке КБЭМ по ЯРД схемы «А» сделала возглавляемая В.М.Иевлевым группа ведущих сотрудников НИИТП — К.И.Артамонов, Р.Б.Акопов, В.Н.Богин, А.И.Горин, В.А.Зайцев, Г.В.Конюхов, Е.П.Терехов.

В процессе проектирования двигателей РД-401, -402, -404 по существу были впервые разработаны основные принципы конструирования и расчета ядерных ракетных двигателей схемы «А» и их агрегатов, многие вопросы технологии изготовления, отработки и эксплуатации. В ходе этих работ были воспитаны творческие коллективы в организациях — разработчиках и заложены основы широкой научно-технической и производственной кооперации.

Результаты проектных разработок двигателей РД-401, РД-402, РД-404 были предметом рассмотрения высококомпетентных экспертных комиссий и технических советов и получили высокую оценку.

На базе проведенных разработок была выполнена в 1962-63гг. предварительная расчетно-конструкторская разработка ЯРД средней тяги РД-405 на тягу 30-40 тонн с рабочим телом -жидкий водород, удельным импульсом тяги 900-950 сек, удельной массой (с защитой баков) 55 кг/т тяги. Реактор двигателя имел замедлитель из гидрида циркония, бериллиевый отражатель и ТВЭЛ'ы, подобные двигателю РД-404.

В условиях эксплуатации с реализацией повторного запуска средний удельный импульс ЯРД с твердофазным реактором будет меньше на несколько десятков сек, в связи с необходимостью длительного расхолаживания реактора при остановах.

Ограниченные возможности сколь-нибудь существенного дальнейшего увеличения удельного импульса ЯРД схемы «А» послужили основной причиной прекращения в КБ Энергомаш в 1963 г. работ по этой теме и передачи её другому ОКБ.

Было решено посвятить усилия КБЭМ разработке более перспективного ЯРД с газофазным реактором (схема «В»), создание которого приведет к революционному скачку в развитии ракетно-космической техники.

В работах НИИТП, выполненных в 1958-63 гг. под руководством В.М.Иевлева и включающих систематические исследования принципиальных схем газофазных реакторов, газовых ТВЭЛ'ов и ЯРД схемы «В» в целом, была обоснована принципиальная возможность получения высоких энергетических характеристик двигателя, что позволило поставить вопрос о начале систематических конструкторских разработок в конструкторском бюро. Существенно более высокий (нежели у ЯРД схемы «А») удельный импульс тяги у ЯРД схемы «В», обуславливающий возможности создания летательных аппаратов с качественно новыми возможностями, а также ряд эксплуатационных преимуществ (отсутствие делящегося вещества в двигателе в процессе изготовления и возможность удаления после испытаний, наличие в связи с этим предпосылок эксплуатационного обслуживания и многоразового использования и др.) делают ЯРД схемы «В» исключительно перспективным, несмотря на вполне очевидную существенно большую сложность задач его создания и стоимость разработки.

С самого начала работы по ЯРД схемы «В» в КБ Энергомаш, выполнявшиеся по постановлению ЦК КПСС и СМ СССР под общим научным руководством НИИТП, велись в двух направлениях: первое — проектирование натурного ракетного двигателя большей тяги, второе разработка

экспериментального стендового двигателя, предназначенного для отработки основных рабочих процессов в натурном двигателе, постановка и решение комплекса сложных принципиальных и практических проблем, включая создание специальной стендовой испытательной базы. Следует отметить, что в конструкторских и расчетных разработках натурных ЯРД схемы «В» нашел всемерное использование опыт, накопленный в КБ Энергомаш при разработке ЯРД схемы «А».

В 1964-68 гг. была осуществлена проектная разработка двигателя РД-600 на тягу 600 тонн, удельный импульс тяги 2000 сек при удельной массе (с учетом защиты от излучений реактора) ~ 100 кг/т тяги и продольном габарите 14000 мм. Рабочим телом является жидкий водород, к которому в двигателе добавляется литий. Двигатель имеет многотвэльный газофазный реактор с твердым замедлителем и отражателем (бериллий, окись бериллия, графит), газовые ТВЭЛ'ы с центральной движущейся струей ядерного горючего и замкнутый циркуляционный контур ядерного горючего, с конденсатором, сепараторами, насосным агрегатом, системой очистки от продуктов деления. Стабилизация течения в газовых ТВЭЛ'ах осуществляется соленоидами магнитной системы, питаемой униполярным электрогенератором. В ходе работ, выполнявшихся с участием НИИТП, ФЭИ и ряда других исследовательских предприятий, был рассмотрен широкий круг вопросов, связанных с разработкой принципиальной схемы двигателя, определением его оптимальных параметров конструкторской разработкой основных агрегатов и систем, поиском путей повышения удельного импульса тяги. Были проведены исследования нейтронной физики на физсборках, гидродинамики спутных потоков — на моделях, влияние продольного магнитного поля на течение проводящих сред, лучистого переноса тепла и защиты элементов конструкции от высоких лучисто-конвективных потоков, стойкости различных конструкционных материалов в жидком уране, способов получения и испытания тугоплавких пористых материалов и др.

Проведенные разработки показали принципиальную возможность получения уникальных параметров ядерного ракетного двигателя с газофазным реактором и в то же время выявили чрезвычайную сложность проблем организации рабочих процессов, изыскания специальных материалов, технологии изготовления, связанных с созданием такого двигателя. Было показано, что особое значение для создания газофазного реактора имеют комплексные эксперименты по натурному воспроизведению основных рабочих процессов, для проведения которых необходимо создание экспериментальных установок и специальной стендовой реакторной базы.

Создание экспериментального двигателя и стендовой базы предусматривается вышедшим в 1968 г. постановлением ЦК КПСС и СМ СССР и занимает, начиная с 1964 г., в работах КБ Энергомаш, НИИТП и смежных предприятий весьма важное место; особую важность эти работы приобретают в настоящее время, когда проверка основных научно-технических решений по газовому ТВЭЛ'у и газофазному реактору в целом по существу определяет пути и темпы развития данной тематики.

Согласно тому же постановлению была проведена в 1970 г. разработка эскизного проекта космической энергоустановки большей мощности ЭУ-610, электрическая мощность ~ 3,3·10⁶ квт, удельная электрическая мощность ~ 0,7·10⁵ квт/кг/сек, относительная масса 18,7 г/квт, продольный габарит 10000 мм. Основой для разработки энергоустановки послужили предложения НИИТП по усовершенствованию схемы газового струйного ТВЭЛ'а. Существенное повышение магнитного поля и ограничение зоны плазмы ядерного горючего специальными торцевыми пробками обусловили возможность организации застойной зоны ядерного горючего и создания однотвэльного реактора — существенно меньшей мощности (сравнительно с РД-600 — на порядок), не требующего циркуляционного контура делящегося вещества. Предварительными проектными разработками была также показана возможность создания на базе подобного унифицированного однотвэльного газофазного реактора с ТВЭЛ'ом застойного типа, ядерного ракетного двигателя с тягой 50-60 тонн.

Высокие параметры плазмы водорода, нагреваемого в газофазном реакторе, обуславливают его особую перспективность для создания энергетических установок с использованием магнитогидродинамического преобразования тепловой энергии в электрическую с высокими КПД преобразования. Эскизный проект энергоустановки был разработан совместно КБ Энергомаш, НИИТП, ИАЭ и ФЭИ.

В ходе разработки эскизного проекта был выполнен значительный объём экспериментальных исследований элементов рабочих процессов на модельных установках, на модельной физсборке были проведены нейтронно-физические исследования реактора.

Большую роль в решении теоретических и расчетно-методических задач разработки энергетических и расчетно-методических задач разработки энергетических и силовых установок схемы «В» и обосновании экспериментальных основ разработки сыграли исследования, выполненные В.М.Иевлевым и возглавляемыми им сотрудниками лаборатории: К.И.Артамоновым, Н.Н.Борисовым, А.Я.Гольдиным, А.И.Гориным, М.М.Гурфинком, А.М.Костылевым, В.Н.Крыловым, Н.Н.Кузнецовым, В.М.Мартишиным, А.В.Москолевым, О.И.Новозновым, А.Б.Пришлецовым, А.А.Павельевым, С.С.Преображенским, Е.П.Тереховым, Р.А.Федотовым, А.А.Широковым.

Создание бортовой энергетической установки ЭУ-610 откроет широкие возможности решения принципиально новых космических задач и задач ядерной энергетики вообще.

Ядерные ракетные двигатели и ядерные энергетические установки схемы «В», обладающие качественно и количественно более высокими энергетическими характеристиками сравнительно с ЖРД и ЯРД схемы «А» призваны обеспечить дальнейший прогресс в развитии ракетно-космической техники.

Глушко В.П., Глиник Р.А.
Арх.№ 82/179 (72-80)



03.08.73г.

Руководимое мною опытно-конструкторское бюро КБ Энергомаш (КБЭМ) прошло длительный и сложный путь развития от подразделения ГДЛ (1929-1933 гг.), затем подразделения РНИИ (1934-1938 гг.), до группы 4-го спецотдела при московском, затем казанском авиамоторном заводе (1939-1940 гг.), с 1941 г. выросшей в самостоятельное Опытно-конструкторское бюро.

Структура нашей организации развивалась на каждом указанном этапе ее деятельности. В ГДЛ сначала это была группа, затем сектор, потом отдел. В РНИИ это была бригада, затем сектор, наконец, группа. Развивалась структура и ОКБ, менялось его наименование: ОКБ 4-го спецотдела (1941-1944 гг.), ОКБ-СД (спецдвигателей) (1944-1946 гг.), ОКБ-456 (1946-1966 гг.), КБЭМ (1967-1973 гг.). Менялась и подчиненность. В 1929 г. ГДЛ подчинялась Военно-научно-исследовательскому Комитету при Реввоенсовете СССР, с 1930 г. Техническому штабу Начальника вооружений РККА, а с 1932 г. Управлению военных изобретений Начальника вооружений РККА. РНИИ подчинялся в конце 1933 г. РККА, затем в том же году НКТП, в 1937 г. изменил название на НИИ-3 и подчинение на НКОП. Спецгруппа и ОКБ 4-го спецотдела имели двойное подчинение НКВД-НКАП, а ОКБ-СД только НКАП. ОКБ-456 с 1946 г. входило в состав МАП, с 1950 г. — МОП, с 1958 г. — ГКОТ, а с 1965 г. — MOM, которому подчинено и КБЭМ.

В течение 45-летней деятельности (1929-1973 гг.) нашей опытно-конструкторской организации менялись структура, наименование, подчиненность, местонахождение, но неизменной оставалась тематика ракетного двигателестроения и основное руководство. Прошло почти полвека, многие сотрудники ОКБ скончались, ушли на пенсию или перешли на другую работу, но до сих пор в ОКБ работают несколько сотрудников, начинавших работу в двадцатых годах.

Богат событиями и нелегок был творческий путь от ГДЛ до дважды орденоносного ОКБ пройденный нашей организацией, именуемой ныне в открытых публикациях ГДЛ-ОКБ.

В 1928-1929 гг. мною был разработан проект космического корабля — гелиоракетоплана, движимого электрическими ракетными двигателями (ЭРД), питаемыми током, вырабатываемым термоэлектрическими батареями, облучаемыми Солнцем. Принцип работы ЭРД был основан на взрывании в камере с соплом электрическим током твердых или жидких проводников (проволочки или струи). Образующаяся плазма, выходя из сопла, создавала реактивную силу. Таким образом, этот двигатель относится к классу термических ЭРД.

Часть проекта, касающаяся расчета и описания ЭРД, была сдана мною 10 апреля 1929 г. в военный отдел ленинградского Комитета по делам изобретений.

Работа успешно прошла экспертизу в Москве у профессора М.В.Шулейкина (впоследствии академика) и в Ленинграде у начальника ГДЛ инженера Н.И.Тихомирова. В том же месяце уполномоченный Военно-научно-исследовательского Комитета (ВНИК) при Реввоенсовета СССР по Ленинграду и Ленинградской области комдив Н.Я.Ильин сообщил мне о принятом решении начать в ГДЛ работы по реализации моего проекта.

Ознакомившись с моим проектом академик А.Ф.Иоффе, тогда директор Физико-технического института в Лесном (под Ленинградом), по ходатайству ВНИКа выделил в лаборатории «1 000 000 вольт» (с 1930 г. эта лаборатория академика А.А.Чернышова была реорганизована в Электрофизический институт) своего института помещение, оборудование и силовую импульсную установку. Вскоре основная организационная подготовка была завершена, лаборатория готова для начала экспериментальных работ и 15 мая 1929 г. приказом по ГДЛ приступила к практической деятельности руководимая мною группа по разработке ракетных двигателей.

Вначале отрабатывались единичные электровзрывы твердых проволочек из различных металлов и металлоидов в открытом пространстве, затем (1929-1930 гг.) проводились длительные испытания путем электровзрывов в открытом пространстве с частотой до нескольких десятков в секунду, с использованием системы непрерывной механической подачи для проволочек и непрерывной пневматической подачи для жидких струй. Этап испытания в камере с соплом (1933 г.) проводился в ГДЛ на более мощной импульсной установке, вновь созданной в Петропавловской крепости. Первый отчет о выполненных экспериментальных работах был выпущен 31 июля 1929 г., следующий — 15 августа, за ними последовали многие другие. Почти все эти отчеты сохранились до настоящего времени и находятся в основном архиве ГДЛ-ОКБ и частично в архиве АН СССР (чтобы не перегружать статью мною не приводятся ссылки на первоисточники, подтверждающие излагаемые события. Желающие могут найти их, напр., в сборнике «Пионеры ракетной техники. Избранные труды (1929-1945 гг.)», ч.II, изданном в 1972 г. Институтом истории естествознания и техники АН СССР).

Практическое применение ЭРД могли получить только после выхода в космос и достижения первой космической скорости, так как в земных условиях они не эффективны. Поэтому одновременно разрабатывалась стендовая аппаратура для обеспечения испытаний ЖРД, а с 1930 г. работа над жидкостными ракетами и двигателями для них становится для нашего подразделения основной. В середине 1930 г. наше подразделение переехало на основную базу ГДЛ, размещавшуюся на Научно-испытательном артиллерийском полигоне в Ржевке, под Ленинградом.

По проведенным теоретическим и экспериментальным работам в 1930 г. нами выпущено 6 отчетов по ЭРД и 12 отчетов по жидкостным реактивным летательным аппаратам (РЛА), ЖРД, теплоизоляции и топливам для них, а также получены заявочные свидетелвства и патент на жидкие топлива для ракетных двигателей.

Естественно, что первым исходным этапом при разработке ракет и двигателей для них является выбор используемого источника энергии. Именно поиски наиболее эффективного источника энергии привели к работам по ЭРД, в которых использование отдельно подводимой энергии к потребному количеству рабочего тела позволяет достичь весьма высоких скоростей истечения из сопла двигателя, существенно превышающих возможности химических источников энергии.

В результате проведенного анализа, в дополнение к ранее предложенным К.Э.Циолковским и Ю.В.Кондратюком окислителям и горючим для ЖРД, нами в 1930 г. были названы долгохранимые окислители — азотная кислота, ее растворы в азотном тетроксиде, перекись водорода, тетранитрометан, хлорная кислота и их растворы. В том же году получен патент на использование диспергированного бериллия как горючего в трехкомпонентных жидких топливах (напр., кислород+водород+бериллий), а также в порохах. Не останавливаюсь на перечислении всех других предложенных нами в 1933 г. окислителях (напр., растворы фтора в кислороде, моноокиси азота в азотном тетроксиде для снижения температуры замерзания окислителя), горючих (напр., раствор пентаборана в керосине), топливах (напр., фторо-водородное). Тогда же была предложена заправка ракет охлажденными компонентами для увеличения дальности полета, наддув топливных баков газификацией сжиженных газов, запасенных на борту ракеты, старт ракет с пускового стола без направляющих и мн. др.

В 1930 г. разработаны и проверены в двигателях на бездымном порохе оптимальное экспоненциальное сопло и термоизоляционные покрытия из двуокиси циркония и других составов для камер сгорания. В том же году разработана конструкция и находился в производстве первый отечественный экспериментальный ЖРД ОРМ-1 (опытный ракетный мотор) со струйными форсунками и щелевой цилиндрической камерой с соплом, плакированными изнутри красной медью. При кратковременном испытании на кислородно-бензиновом топливе он развил тягу до 20 кг, но раньше его прошел стендовые огневые испытания упрощенный экспериментальный двигатель без номера ОРМ, работавший на заранее приготовленной жидкой смеси азотного тетроксида с различными горючими (толуолом, бензином). Проведенные в 1931 г. 46 пусков ОРМ показали ненадежность работы ЖРД на монотопливе и подсказали целесообразность испытания ОРМ-1, по соображениям безопасности, не на азотном тетроксиде с толуолом, как это вначале было запроектировано, а на жидком кислороде с бензином.

В 1931 г. было выпущено 15 отчетов по тематике жидкостных РЛА и двигателей к ним, получены патент и авторские свидетельства на РЛА, ЖРД, ЭРД и стендовые регистраторы. В этом году было предложено химическое зажигание и самовоспламеняющееся топливо, разработаны конструкции экспериментальных двигателей от ОРМ-4 до ОРМ-22, проведено 53 стендовых испытания для изучения процессов запуска, зажигания, смесеобразования, останова на различных топливах (азотная кислота, азотный тетроксид и их растворы, жидкий кислород, бензин, толуол, керосин и др.). Всего в 1931-1932 гг. проведено 100 огневых стендовых испытаний ЖРД. В эти же годы испытана насосная поршневая система подачи топлива в двигатель.

Не представляется возможным в этой краткой статье перечислить все выполненные нами разработки.

В актив нашего подразделения ГДЛ входили талантливые инженеры и техники: А.Л.Малый, В.И.Серов, Е.Н.Кузьмин, И.И.Кулагин, П.И.Минаев, Н.Г.Чернышев, Б.А.Куткин, В.П.Юков, И.М.Панькин, Н.М.Мухин, В.А.Тимофеев и другие. В разработке чертежей конструкций активное участие принимал Е.С.Петров, а в изготовлении — начальник мастерских ГДЛ А.Г.Прокудин. Кроме того материальная часть изготавливалась в механических мастерских Артиллерийского училища, Научно-испытательного артиллерийского полигона, Главного адмиралтейства и Монетного двора.

В 1932-1933 гг. конструкторское бюро нашего подразделения ГДЛ размещалось в здании Главного адмиралтейства под шпилем, а испытательные стенды ЭРД и ЖРД, химическая лаборатория и мастерские — в Иоанновском равелине Петропавловской крепости.

К концу 1933 г., в течение которого были разработаны и испытаны двигатели ОРМ-23 — ОРМ-52, нами были преодолены основные трудности, связанные с обеспечением надежной работы ЖРД. Разработанные химическое и пиротехническое зажигание, центробежные форсунки, оребренное сопло, динамически охлаждаемое компонентом топлива, внутреннее охлаждение стенок камеры сгорания, подобранные конструкционные материалы позволили достигнуть многократной работы двигателя при давлении в камере 20-25 атм и удельном импульсе 200-210 сек на долгохранимом и эксплуатационно более удобном азотнокислотно-керосиновом топливе.

Опытные двигатели: ОРМ-50 тягой — 150 кг, разработанный для ракеты ГИРД-05, и ОРМ-52 тягой — 300 кг ­для морской торпеды по заказу ВМФ, самолета И-4 по заказу ВВС и экспериментальных ракет РЛА-1, РЛА-2, и РЛА-3, допускали десятки пусков.

В 1933 г. эти двигатели прошли официальные сдаточные стендовые испытания с участием представителей заказчиков. В 1933 г. была разработана конструкция турбонасосного агрегата для ОРМ-52, проходившая поузловую отработку.

В 1930-1933 гг. нами разрабатывались экспериментальные ракеты: РЛА-100 со стартовым весом 400 кг, высотой подъема 100 км и карданной подвеской двигателя, а также РЛА-1, РЛА-2 и РЛА-3 (управляемая) весом более 100 кг для вертикального взлета на высоту 2-4 км. Все эти ракеты находились в производстве и проходили поузловую отработку, а РЛА-2 проходила стендовые прочностные и гидравлические испытания.

Таков, в основном, был задел по ракетной технике, созданный нами в ГДЛ к моменту организации РНИИ.

Вопрос об острой необходимости увеличения размаха работ по ракетной технике и реорганизации ГДЛ в Газодинамический институт был поставлен руководством ГДЛ и поддержан военным ведомством еще в 1931 г.

В 1932 г. МосГИРД и ЛенГИРД также вышли с предложениями об организации института. Длительные обсуждения на многочисленных совещаниях с участием высокопоставленных государственных деятелей проходили в атмосфере полного понимания, но проект постановления правительства о создании такого института не утверждался. Тогда М.Н.Тухачевский, наиболее активный в этом вопросе, проявил личную инициативу и издал за своей подписью приказ Реввоенсовета СССР № 0113 от 21 сентября 1933 г. об организации Реактивного научно-исследовательского института РККА.

Пункт 3 этого приказа гласит: «На формирование Реактивного института обратить Газодинамическую лабораторию при УВИ и Московскую Группу изучения реактивного движения при Осоавиахиме».

Этот приказ стимулировал появление вскоре Постановления Совета Труда и Обороны (№ 104 от 31 октября 1933 г.) об организации РНИИ и передаче его из РККА в Наркомтяжпром.

Последние месяцы 1933 г. ГДЛ продолжала работу на прежнем месте как Ленинградское отделение института (ЛО РНИИ).

В конце 1933 г., когда был организован РНИИ, стали отчетливо выделяться два основных направления: разработка ракетных двигателей и ракет. Каждое из них было настолько сложным и специфичным, что наиболее эффективно могло развиваться лишь в специализированных подразделениях. Нужно было выбрать, и я выбрал то, с чего начинается ракетная техника, то, что лежит в ее основе, определяет ее возможности и лицо — ракетное двигателестроение.

В связи с созданием в конце 1933 г. в РНИИ подразделения по разработке собственно ракет все работы по РЛА-1, РЛА-2, РЛА-3 и РЛА-100 были переданы в эту организацию.

В начале января 1934 г. актив нашего подразделения ГДЛ переехал в РНИИ в Москву, где продолжал в виде подразделения института разрабатывать семейство ОРМ и инженерные методы расчета двигателей этого класса. Переехали со мною П.И.Минаев, В.П.Юков, Н.Г.Чернышев, И.М.Панькин и другие. В РНИИ наше подразделение пополнилось талантливыми сотрудниками. В их числе Ф.Л.Якайтис, Д.А.Шитов, С.С.Ровинский, В.Н.Галковский и другие.

Среди разработанных нами в течении 1934-1938 гг. конструкций двигателей были однокамерные и двухкамерные тягой до 600 кг на азотной кислоте (ОРМ-53 — ОРМ-70) и тетранитрометане (ОРМ-101, ОРМ-102) в качестве окислителей, с удельным импульсом до 216 сек, с ручным и автоматическим пуском.

Двигатель ОРМ-64 тягой 150 кг, удельным импульсом 216 сек на азотнокислотно-керосиновом топливе успешно прошел в 1936 г. многократные стендовые испытания.

Выдающимися событиями того времени были создание двигателя ОРМ-65 и газогенератора ГГ-1, прошедших официальные испытания в 1936 и 1937 гг. соответственно.

Двигатель ОРМ-65 с регулируемой в полете тягой от 50 до 175 кг и удельным импульсом средним за пуск 210 сек и на установившемся режиме — 215 сек предназначался для ракетоплана РП-318 и крылатой ракеты 212 конструкции С.П.Королева. ОРМ-65 был лучшим отечественным двигателем своего времени. Он имел автоматический или ручной пуск с сигнализацией и выдерживал многократные запуски (до 50) с наработкой до 30 мин. Давление в камере сгорания — 25 ата.

В 1937-1938 гг. двигатель ОРМ-65 прошел 30 наземных огневых испытаний на ракетоплане РП-318 и 13 таких же испытаний на крылатой ракете 212.

В связи с моим переходом в другую организацию, работы в РНИИ с ОРМ-67 — ОРМ-70, ОРМ-101, ОРМ-102 были прекращены, а ОРМ-65 снят с ракетоплана и заменен его модификацией — РДА-1-150. Внесенные Л.С.Душкиным конструктивные изменения головки и расположения форсунок привели к существенному ухудшению характеристик двигателя: удельный импульс понизился с 212-215 сек до 186 сек, а диапазон тяг с 175-50 кг сократился до 140-70 кг.

Экземпляр ОРМ-65 без всяких изменений, имевший значительную наработку при наземных испытаниях, в 1939 г. дважды прошел летные испытания на крылатой ракете 212 и контрольное стендовое огневое испытание между полетами.

В 1935-1936 гг. был разработан, а в 1937 г. прошел официальные стендовые испытания первый газогенератор ГГ-1, предназначавшийся для привода турбины или поршневого двигателя. Производительность его — 40-70 л/сек газа при 20-25 ата и 450-580°С и максимальной температуре 800°С. ГГ-1 работал часами на азотной кислоте и керосине с впрыском воды, вырабатывая чистый нейтральный газ; пуск автоматический. В 1937 г. был разработан проект более мощного газогенератора ГГ-2 (производительность 100 л/сек газа при 30 ата и 450-600°С).

Единственный изготовленный в 1936 г. экземпляр газогенератора ГГ-1 за время доводочных и официальных сдаточных стендовых испытаний наработал 6360 сек, после чего был сдан заказчику для эксплуатации.

Одновременно с экспериментальными исследованиями и конструкторскими разработками нами проводились теоретические исследования проблем ракетного двигателестроения. Основное внимание при этом уделялось созданию инженерных методов расчета ракетных двигателей и газогенераторов с учетом состава и температуры продуктов сгорания различных топлив при наличии диссоциации в широком диапазоне изменения соотношения компонентов топлива и давления.

Результаты изложены в ряде отчетов и опубликованы в книгах «Ракеты, их устройство и применение» (1935 г.) «Жидкое топливо для реактивных двигателей» (1936 г.) и сборниках «Ракетная техника» №2, №3, №4, №5, №6 за 1937 г.

Этап работы нашего подразделения в РНИИ явился крупным шагом вперед в развитии тематики. Контакты и согласованная работа с другими подразделениями института, в первую очередь с руководимым С. П. Королевым отделом крылатых ракет, были плодотворными.

Создание института ознаменовало начало нового основополагающего этапа в развитии отечественного ракетостроения. Из стен института отпочковались различные специализированные организации, и вышли конструкторы и ученые, сделавшие выдающийся вклад в ракетно-космическую науку и технику. Много было сделано первым директором института И.Т.Клейменовым, его заместителем — главным инженером Г.Э.Лангемаком, совместно с ведущими работниками института, чтобы задачи, поставленные родиной перед коллективом, были выполнены.

С 1939 г. я продолжил работу со своим подразделением, выделившимся из РНИИ и ставшим самостоятельной группой, сначала при авиационном моторостроительном заводе №82 в Тушино, затем при заводе №16 в Казани. Мною были затребованы из РНИИ наши чертежи и отчеты по ОРМ и ГГ, а также сотрудники. Так в нашем коллективе оказался С.П.Королев, который с 1942 по 1946 гг. был моим заместителем по летным испытаниям.

Сначала нами были разработаны предложения по установке ЖРД с насосной подачей топлива на двухмоторном самолете С-100 для форсирования маневров самолета и проект газогенератора ГГ-3 с турбонасосным агрегатом питания. Затем по заданию ВВС разрабатывались одно-, двух, трех— и четырехкамерные самолетные ракетные установки тягой от 300 до 1200 кг.

В итоге работы наше ОКБ разработало для форсирования маневров самолетов семейство вспомогательных авиационных ЖРД РД-1, РД-1ХЗ (буквы ХЗ означают химическое зажигание), РД-2, РД-3 с насосной подачей азотной кислоты и керосина, неограниченным числом (в пределах ресурса) повторных полностью автоматизированных пусков, с регулируемой тягой и максимальной тягой у земли от 300 до 900 кг.

Образец РД-1 прошел в 1942 г. испытания длительностью 1 ч. 10 мин. за 25 пусков без съема со стенда. Максимальная длительность непрерывной работы на номинальном режиме достигла 40 мин. и лимитировалась емкостью баков. В 1943 г. были проведены официальные стендовые и летные испытания, а с 1944 г. по решению Государственного Комитета Обороны (ГКО) этот двигатель находился в серийном производстве. РД-1X3 был в серийном производстве с 1945 г. Эти двигатели, помимо стендовых доводочных и официальных испытаний, прошли в 1943-1946 гг. наземные и летные испытания (около 400 пусков) на самолетах конструкции В.М.Петлякова Пе-2Р, С.А.Лавочкина Ла-7Р и 120Р, А.С.Яковлева Як-3 и П.О.Сухого Су-6, Су-7. Двигатели РД-1ХЗ и РД-2 прошли государственные испытания.

Основное ядро ОКБ было укомплектовано высококвалифицированными учеными, конструкторами, экспериментаторами, технологами, металлургами, химиками, производственниками. Так в ОКБ, помимо С.П.Королева, работали профессора Г.С.Жирицкий, К.И.Страхович, А.И.Гаврилов, В.В.Пазухин, инженеры В.А.Витка, Д.Д.Севрук, Г.Н.Лист, Н.Л.Уманский, Н.С.Шнякин, А.А.Мееров, А.С.Назаров, Н.А.Желтухин и многие другие талантливые специалисты. Опыт и знания, принесенные ими из разных областей науки и техники, в которых они ранее работали, позволили ОКБ решать сложные проблемы ракетного двигателестроения. Тогда же в ОКБ пришли талантливый технолог Н.Н.Артамонов и недавно получившие дипломы инженеров А.И.Мужичков, И.И.Иванов, С.П.Агафонов, В.Л.Шабранский, А.И.Эдельман, Н.П.Алехин, П.П.Бровкин и многие другие, выросшие в крупных специалистов ракетной техники.

В 1945 г. состоялось первое награждение орденами основных сотрудников ГДЛ-ОКБ. Ордена Трудового Красного Знамени были вручены главному конструктору и Д.Д.Севруку, ордена «Знак Почета» — С.П.Королеву, Г.С.Жирицкому, Н.Н.Артамонову, Г.Н.Листу и Н.С.Шнякину.

С 1945 г. ОКБ специализировалось по мощным жидкостным ракетным двигателям. Богатый опыт, накопленный при разработке семейства ЖРД РД-1+РД-3 и их самолетных реактивных установок, послужил солидным фундаментом, на базе которого ОКБ разработало несколько десятков типов мощных жидкостных ракетных двигателей, нашедших широкое применение на ракетах различного назначения.

После переезда в 1946 г. из Казани в Химки ОКБ было существенно расширено, обеспечено мощной производственной базой и пополнилось многими талантливыми сотрудниками, выросшими вместе с ОКБ. За это время ОКБ разработало и сдало 40 типов мощных жидкостных ракетных двигателей на долгохранимых и криогенных топливах, т.е. в среднем по три двигателя каждые два года. Эти двигатели используются на большинстве стратегических ракет, обеспечивающих обороноспособность нашей Родины, и на всех ракетах-носителях, летавших до настоящего времени в космос.

Сложившаяся в ГДЛ-ОКБ школа отечественного ракетного двигателестроения накопила огромный опыт, впервые прокладывая пути создания двигателей, использующих различные топлива. Созданная в 1929 г. ГДЛ-ОКБ — первая в СССР опытно-конструкторская организация по ракетному двигателестроению. Расширение тематики ракетно-космической техники привело впоследствии к организации в СССР других ОКБ для разработки ЖРД, использовавших богатый опыт и основные конструкторские решения ГДЛ-ОКБ.

Разработка всех мощных двигателей в нашем ОКБ велась с активным участием НИИТП. Совместная дружная работа способствовала успеху дела. Нами широко и эффективно используется богатое научное наследие, созданное талантливым коллективом института. Высокий научный уровень работ, проводимых в институте, тесная плодотворная его связь с двигательными ОКБ обеспечили НИИТП положение головного института отрасли.

В связи с 40-летним юбилеем РНИИ-НИИТП необходимо поздравить коллектив института, во главе которого стоят В.Я.Лихушин, А.П.Ваничев, В.М.Иевлев, В.В.Пшеничнов и другие выдающиеся ученые.

ГЛУШКО
Арх.№3285 (177-190)



08.08.1973г.

Направляю Вам Справку по созданию и использованию высокоэффективных жидких ракетных топлив в СССР, составленную по поручению академика М.В.Келдыша в связи с полученным обзором состояния работ в США по этой проблеме.

Представленный обзор состояния работ в США по созданию и использованию высокоэффективных жидких ракетных топлив (обзор «Уровень техники в области разработки и применения высокоэффективных топлив в ракетных двигателях США», 1973 г.) свидетельствует о большом проведенном объеме поисковых работ и значительных достигнутых результатах. Работы проводились с топливами: кислородо-водородными, фторсодержащими, суспензионными, бороводородными и гибридными (двух— и многокомпонентными).

В той или иной степени эти топлива исследовались и в СССР. Краткое сопоставление состояния работ по этим топливам в СССР и в США показывает:

1. Кислородно-водородное топливо.

Эффективность использования этого топлива на верхних ступенях ракет-носителей и многоразового воздушно-космического аппарата общепризнана, несмотря на очень малую плотность водорода, весьма низкую температуру его кипения и повышенную взрывоопасность при эксплуатации.

В США это топливо используется в полетах на верхней ступени «Центавр» (с 1962 г.), затем на верхних ступенях семейства ракет-носителей «Сатурн-1, -1Б, -5». Это топливо выбрано для челночного воздушно-космического самолета.

В СССР это топливо до настоящего времени не используется. Разрабатываются два варианта его использования: верхний блок (ступень) Ср для Н-1-ЛЗМ и верхний блок РЭ для УР-500К. Оба эти проекта по своим характеристикам существенно уступают аналогичным конструкциям США и потому делают сомнительной целесообразность такого использования кислородно-водородного топлива. Так, сравнение блока РЭ с блоком «Центавр», имеющим практически ту же массу заправляемого топлива (14 тонн), показывает, что у блока РЭ отношение сухой массы блока к массе блока заправленного топливом в 3 раза хуже, отношение массы топливного отсека к массе топлива в 2,6 раза хуже, отношение массы двигателей к тяге почти в 2 раза хуже, хотя тяга двигателей примерно одинакова, масса системы управления в 2 раза больше. При этом следует иметь ввиду, что разработка конструкции блока "Центавр" была заложена еще в 1958 г.

Аналогично для блока Ср отношение массы топливного отсека к массе топлива в 2,5 раза хуже, чем для третьей ступени (S-4B) "Сатурн-5". В результате использование кислородно-водородного блока Ср вместо кислородно-керосиновых, по расчетам ЦНИИМАШ, способно увеличить массу полезного груза, выводимого на орбиту искусственного спутника Луны, лишь на 2-4%.

При этом нет оснований считать, что проектируемые блоки Ср и РЭ будут реализованы. Разработки других, перспективных ракетно-космических систем, использующих кислородно-водородное топливо, не начаты.

Блоки "Центавр" и S-4B снабжены двигателями многоразового действия RL-10 тягой 6,8 т и J-2 тягой 104 т соответственно.

В СССР с 1960 г. начата разработка двигателей на кислородно-водородном топливе (11Д56 тягой 7,5 т и 11Д57 тягой 40 т), не завершенная до настоящего времени. Назначение двигателя 11Д57 не определено.

Химическая промышленность СССР решила поставленную перед ней задачу и создала заводы по производству жидкого водорода мощностью 7000 т/год. Но в связи с отсутствием потребителя они законсервированы.

2. Фторсодержащие топлива.

Топлива этого класса наиболее эффективны, обеспечивают наибольший удельный импульс при значительной плотности. Токсичность и агрессивность фторных окислителей лимитирует применение фторных топлив небольшими верхними ступенями ракет-носителей с автоматическими космическими объектами. В этом плане ведутся разработки в США и СССР. Следует отметить, что по максимальному разовому ПДК в атмосферном воздухе, согласно нормам Министерства здравоохранения СССР, фтор в 3 раза менее токсичен, чем НДМГ. Будучи, к тому же криогенным продуктом, фтор быстро улетучивается при проливах в отличие от НДМГ, дающего стойкое заражение местности. Тем не менее, НДМГ широко применяется в боевой и космической ракетной технике как в США, так и в СССР.

Разработка фторо-аммиачного разгонного блока в качестве 4-й ступени ракеты УР-500КФ с двигателем 11Д14 тягой 10 т и удельным импульсом 400 сек продвинулась настолько, что СССР несколько опережает США в вопросе внедрения фторного топлива в ракетную технику. Реализация этой разработки дает унифицированный разгонный блок, обеспечивающий полноценное решение задачи СНТВ и существенное увеличение веса полезного груза, доставляемого на Луну, Марс, Венеру и другие планеты.

Однако назревает срыв срока начала летных испытаний этого разгонного блока, установленного последним Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР на 1975 г. Причина — замедленное строительство стартовой позиции на полигоне.

3. Суспензионные топлива.

В СССР и США проведены обширные исследования этих топлив, посвященные, главным образом, методам их получения и изучению свойств. Однако еще не преодолены трудности создания даже стендового ЖРД, работоспособного на суспензионном горючем и недостаточно изучены вопросы эксплуатации. В СССР и США ведутся в этом направлении работы и в ближайшие годы должна выясниться возможность создания надежного двигателя на топливе с таким горючим. При положительном результате можно ожидать существенного увеличения эффективности долгохранимых топлив.

4. Бороводородные топлива.

В США ведутся поисковые работы с бороводородными горючими, главным образом, дибораном, в сочетании преимущественно с фторсодержащими окислителями. Использование этих топлив предусматривается для разгонных блоков при выполнении задач полетов автоматических зондов к планетам.

В СССР MOM и МХП проведена научно-исследовательская работа, завершившаяся успешными стендовыми испытаниями экспериментального двигателя тягой 10 т на топливе перекись водорода-пентаборан. Была доказана достижимость на этом долгохранимом топливе удельного импульса 380 сек. Для осуществления опытно-конструкторской разработки необходима привязка к конкретному объекту.

5. Гибридные топлива.

Двух— и многокомпонентные гибридные топлива изучались в США и СССР, но сколь-нибудь широкого применения не получили и оно не предвидится. В США ракетный двигатель на гибридном топливе применяется лишь на самолете-мишени.

Многокомпонентные гибридные топлива (трибриды и др.) при своей сложности обладают низкой расчетной плотностью (0,25), что снижает их эффективность, несмотря на высокое значение предельного полученного (в США) удельного импульса (более 500 сек). В результате эти топлива по эффективности не имеют заметных преимуществ перед более простыми двухкомпонентными однофазными топливами.

Заключение.

1. Кислородно-водородное топливо в СССР не используется, созданные МХП производственные мощности законсервированы. Выполняемые MOM разработки ракетных конструкций на этом топливе находятся на низком техническом уровне. Кислородно-водородное топливо весьма перспективно и необходимы организационные меры по MOM и МАП, обеспечивающие его эффективное использование.

2. Фторные топлива — наиболее эффективны. Их использование в верхних разгонных блоках ракет-носителей дает существенный прирост полезного груза, больший, чем при использовании кислородно-водородного топлива. СССР находится впереди США по разработке двигателей и разгонных блоков на этом топливе (фтор-аммиачном). Однако это положение может измениться в связи с задержкой МО строительства стартовой площадки. Оборудование для старта изготавливается MOM по графику. МХП создало необходимое производство фтора, средства его эксплуатации проверены в работе.

3. Суспензионные горючие обещают существенное увеличение эффективности высококипящих топлив (например: AT и суспензия алюминия в гидразине). Несмотря на более широкий фронт работ, в США не появилась работоспособная конструкция двигателя на этом горючем. В СССР ведутся необходимые работы (MOM, МХП) и в ближайшие годы должна быть получена ясность в вопросе о перспективности суспензионных горючих.

4. По бороводородным горючим США находится на стадии поисковых работ. В СССР успешно изучено эффективное высококипящее топливо перекись водорода-пентаборан и создан экспериментальный стендовый двигатель (MOM, МХП). Для использования полученных результатов необходимо начало ОКР для конкретного объекта. Возможные области применения — автоматические межпланетные станции, стратегические боевые ракеты, носимые самолетом ("Марк"). Решения о разработках еще не приняты.

5. Гибридные топлива, сочетающие преимущества и недостатки жидких и твердых топлив, до настоящего времени не нашли заметного применения ни в США, ни в СССР, несмотря на многолетние проведенные поисковые работы. Изменение положения в будущем маловероятно.

Председатель научного совета, академик ГЛУШКО
Apx.№ 3285 (198-204)



04.10.1980г.

Проблема сегодняшнего НТС — рассмотрение предложений по двигателю МД-185 — порождена тем, что у нас тяжело идет доводка двигателя 11Д520 (11Д521). Предлагается помощь в части замены двигателя 11Д520 на четыре двигателя МД-185. Помогает ли это предложение решить задачи? Вопросы надежности. Это главное. На нем рушится суть предложения. Мы явно теряем в надежности, т.к. вместо 4-х двигателей 11Д520 должны применяться 16 двигателей МД-185 и вместо 1-го ТНА — 4 ТНА. При этом нужно обеспечить надежность двигателя 0,998. Брать этот коэффициент выше значения 0,995 -авантюра, ничем не подкрепленная. По коэффициенту охвата 0,86 — такое же положение. На «Шатле» — 5 двигателей, на «Буране» суммарно 10 двигателей, а при применении двигателей МД-185 — 22 двигателя. Это аналогия изделия Н-1. Такая идеология привела к краху темы. Предлагаемая замена двигателя 11Д520 на двигатели МД-185 приводит к возможному повторению подобной ситуации. При этом основная ответственность ложиться на двигателистов, которые должны обеспечить надежность двигателя 0,998. С этим согласиться нельзя. Двигатель МД-185 — не резерв, а неправильное порочное направление. Компоновка двигателей МД-185 в хвостовом отсеке — это спрессованная связка, которая при отказе одного двигателя выходит из строя вся. В этом отношении предполагается всю ответственность возложить на двигателистов, которые должны обеспечить систему САЗ. Не следует также забывать предстоящие разработки носителя «Вулкан», на котором применяется 12 двигателей. При переходе на двигатель МД-185 число двигателей возрастает до 36. Применение двигателя МД-185 для изделия 11К77 возможно, но изменяет всю идеологию разработки изделия «Буран», построенную на использовании первой ступени изделия 11К77 как модуля для проверки двигателя 11Д520 (11Д521).

Ход работ по «шапкам» двигателя 11Д520 показывает, что положение существенно улучшилось. Дальнейшие планы отработки двигателя 11Д521 одобрены на Совете Главных конструкторов и на предыдущем НТС КБЭМ...

Арх.№ 4397 (48-49)