Записки ведущего. Часть 2

1. Первые самолётные ЖРД

Про первые полёты самолёта с ЖРД я услышал от непосредственного участника этих событий Арвида Владимировича Палло, который во время войны был ведущим по двигательной установке самолёта БИ – 1. Конструкторы этого самолёта В. Ф. Болховитинов и А. М. Исаев предложили использовать ЖРД на самолёте – перехватчике в первый же день войны и это предложение было одобрено И. В. Сталиным [1]. На этой двигательной установке использовалась камера сгорания конструкции Л. С. Душкина, которую я уже видел раньше на стендах в Салде. При подготовке первой станции «Салют» А. В. Палло работал вместе с Ю. П. Семёновым в группе, в которую входили Юрий Григорьев и будущий космонавт Валерий Рюмин. Когда позволяла работа, чаще в тёплые весенние вечера, около гостиницы на двойке, на лавочке, собирались ветераны ракетной отрасли и рассказывали в том числе и о первых испытаниях ЖРД. Именно от А. В. Палло я узнал, что в Кольцово, под Свердловском, есть памятник первому лётчику, летавшему на самолёте с ЖРД Г. Я. Бахчиванджи, который погиб в марте 1943 года во время седьмого полёта там же, вблизи аэродрома в Кольцово. В аэропорте «Кольцово» мне приходилось часто застревать при задержке вылета самолёта, поэтому в один из таких дней я нашёл могилу этого лётчика на кольцовском кладбище и увидел, что обелиск был поставлен на средства лётчиков гражданской авиации, ещё до того, как в 1973 году Г. Я. Бахчиванджи было присвоено звание Героя СССР, посмертно. О том, что во время войны заместителем Л. С. Душкина в РНИИ был хорошо мне знакомый Всеволод Фёдорович Берглезов, который также непосредственно работал с Г. Я. Бахчиванджи, к сожалению, я узнал уже после того, как В. Ф. Берглезова не стало. Всеволод Фёдрович часто приезжал в Салду и был практически куратором от НИИТП (РНИИ), но вести разговоры, не относящиеся к непосредственной работе, тогда было как – то не принято. А жалко, он бы мог много рассказать интересного про первые ЖРД.

В качестве топлива в первых отечественных самолётных ЖРД использовались несамовоспламеняющиеся компоненты – авиационный керосин и азотная кислота. Для воспламенения такой топливной пары на самолёте БИ 1 исследовались разные методы, пока не остановились на методе использующий дуговой разряд, где зажигание пускового факела осуществлялось от так называемого «дугового пускача». Два кривых электрода этого устройства, закреплённого под соплом, перед пуском вводились в камеру за критическое сечение и начинали там размыкаться и смыкаться. При каждом размыкании между электродами проходила вольтова дуга. На дугу попадала первая порция хорошо распыленных компонентов топлива из пускового блока с расходом 400 г/с, после чего, с помощью пневмореле, дуга пускача выводилась из камеры в исходное положение. Затем расход через пусковой блок удваивался, получался уже довольно мощный факел на 800 г/с. На этот факел подавались компоненты из всех рабочих форсунок. Двигатель выходил на режим малой тяги тяги – 400 кгс. Система подачи топлива была вытеснительная с давлением в баках порядка 50 атм при камерном давлении 16 атм.

А в это же время, в Казани, на заводе № 16, работала другая группа конструкторов под руководством В. П. Глушко, над созданием самолётного ускорителя с ЖРД. Это был первый жидкостный реактивный двигатель РД-1, который разработан в этом коллективе. РД – 1 использовался в качестве вспомогательного двигателя-ускорителя для улучшения взлётных, скоростных и высотных характеристик целого ряда самолётов, в том числе пикирующего бомбардировщика ПЕ – 2. В тот период опытно-конструкторское бюро было укомплектовано высококвалифицированными учёными, конструкторами, экспериментаторами, технологами, металлургами, химиками. С 1942 по 1946 год заместителем главного конструктора двигателей по лётным испытаниям здесь работал С. П. Королев. По стечению обстоятельств на казанском заводе № 16 сосредоточились учёные и талантливые двигателестроители, где проводились и серьёзные опытно-теоретические проработки теории ЖРД. В сороковых годах это ОКБ разработало для форсирования маневров самолётов целое семейство авиационных ЖРД типа РД -1 с насосной подачей азотной кислоты и керосина [2], неограниченным числом повторных автоматизированных пусков, с регулируемой тягой и максимальной тягой у земли от 300 до 900 кг. Однокамерный двигатель РД – 1 тягой 300 кг и трехкамерный РД – 3 с тягой 900 кг имели эфиро-воздушное зажигание от свечи накаливания, а однокамерные двигатели РД – 1Х3 тягой 300 кг и РД – 2 тягой 600 кг имели химическое зажигание от пусковой жидкости (карбинольное горючее) [3]. Двигатель с химическим зажиганием, который демонстрируется в музее Космонавтики и ракетной техники имени Глушко в Санкт Петербурге [4] показан на следующей фотографии.

Группа специалистов, работавшая над самолётом БИ – 1, узнав, что работами в этой области на одном из авиационных заводов занимается В. П. Глушко, отправилась к нему. Главный конструктор ОКБ В. П. Глушко показал В. Ф. Болховитинову и А. М.Исаеву свои стенды, участки производства, конструкции, разъяснил методику термодинамического расчётов процесса горения и охлаждения камеры сгорания и другие тонкости создания двигателя. Несколько позже А. М. Исаеву было передано некоторое количество зажигательной жидкости для организации химического воспламенения. В 1945 году на двигателе А. М. Исаева стало применяться химическое зажигание на двигателе РД -1М. В качестве пускового окислителя употреблялся 4% раствор хлорного железа в азотной кислоте.

Таким образом к концу войны в конструкторских бюро СССР были созданы несколько небольших авиационных ЖРД и были сформулированы основные принципы для их разработки. Опробованы вытеснительная и насосная системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания, внутренняя и наружная схемы охлаждения камеры, электрические и химические способы воспламенения компонентов топлива, позволяющие запускать двигатель многократно. Начаты экспериментальные исследования процессов воспламенения и горения различных топлив [5].

С 1945 г ОКБ В. П. Глушко стало специализироваться 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 [3].

2. Некоторые двигатели ОКБ Глушко

Начало работ было положено в соответствии с поручениями Правительства СССР наиболее полно использовать опыт немецких разработчиков ракеты Фау 2 на основе имеющихся материалов и деталей конструкции, с целью создания отечественной ракеты, способной нести ядерный заряд. Сначала был создан двигатель 8Д51 (РД-100) для ракеты Р – 1 (8А11), который отличался от немецкого варианта, только тем, что в нём использовались отечественные материалы и конструкторская документация использовала советские нормали. Однако эта ракета не решала полностью всё возрастающие требования к средствам доставки ядерного заряда и дальности полёта. Следующей этапной задачей был уже двигатель 8Д52 (РД-101), в котором были сделаны существенные изменения как в конструкции, так и в применяемом топливе (повышена концентрация спирта в горючем, увеличены обороты турбины, повышено давление в камере сгорания). Двигатель стал мощнее и экономичнее, что позволило повысить тактико-технические характеристики ракеты Р – 2 (8Ж38). Эта ракета достаточно долго стояла на вооружении в ракетных частях. Макеты ракеты 8Ж38 и её двигателя 8Д52 демонстрируются в Военно-историческом музее артиллерии, инженерных войск и войск связи (г. Санкт-Петербург) [6].

Для меня этот двигатель 8Д52 и ракета 8Ж38, были весьма знаковыми, поскольку военную подготовку в ВУЗе и на воинском сборе перед присвоением первого офицерского звания мы проходили на этом двигателе и на этой ракете. В это же время я впервые услышал фамилию главного конструктора двигателя – Глушко. Зажигание топливной смеси в камере сгорания двигателей 8Д51 и 8Д52 осуществлялось, как и у немецкого аналога, с помощью так называемого «креста», который вставлялся в сопло двигателя перед запуском. Это был деревянный шест крестообразной формы, на концах перекладины которого устанавливались два пиропатрона, при последовательной подаче электропитания, на которые, происходило воспламенение топлива и перегорание натянутой фольги, что служило сигналом для системы управления запуском двигателя. Сигналы поступали в систему автоматики, откуда, по заложенной программе, проходили команды на открытие или закрытие соответствующих злектро – пневмоклапанов и двигатель выходил сначала на предварительную ступень, а затем на режим большей тяги. При достижении тяги двигателя, равной весу заправленной ракеты, последняя плавно отрывалась от пускового стола. На режим полной тяги двигатель выходил уже в полёте.

Ещё при разработке двигателей 8Д51 и 8Д52 стало ясно, что дальнейшее использование топливной пары «спирт – жидкий кислород» было бесперспективным для дальнейшего развития. Повышение концентрации спирта в горючем было уже использовано и, насколько позволяло техническое развитие отрасли, было поднято давление в камере сгорания, чтоб улучшить экономичность двигателя.

Начались исследования по переходу на следующую топливную пару «керосин – жидкий кислород». Понятие «керосин» было весьма условным, поскольку здесь рассматривались различные продукты на основе керосина. Также начались и схемные проработки компоновки ЖРД, в которых один или оба компонента сначала переводились в газовую фазу. Полученные газы сначала использовались для привода турбин, а затем дожигались в камере сгорания двигателя. Так возникли схемы смешения топлив в камере сгорания по схемам «газ – жидкость», когда один из компонентов топлива полностью газифицировался, и «газ – газ», когда полностью газифицировались оба компонента. Вот с экспериментального изучения процессов смесеобразования в камере сгорания по схеме «газ – газ» я и начал свои первые исследовательские исследования в Нижней Салде. Двигатели по так называемой открытой схемы, где смесеобразование в камере сгорания осуществлялось по схеме «жидкость – жидкость», также продолжались разрабатываться. Ленинградские двигатели С. П. Изотова (завод имени В. Я. Климова), которые отрабатывались в Салде, работали по этой схеме. В этой схеме, газ для привода турбины вырабатывался в газогенераторе, а после использования, «мятый газ» истекал через сопла, создавая дополнительную тягу.

В 1954–1957 гг. в ОКБ В. П. Глушко были разработаны четырёхкамерные кислородно-керосиновые двигатели РД-107 и РД-108 для первой и второй ступеней РН «Восток», с помощью которой был осуществлён запуск первого искусственного спутника Земли, а также первый полёт человека в космос. Эта же ракета Р -7, могла решать и военные задачи, для чего она, собственно, и разрабатывалась. В ракете применена «пакетная» компоновка, в которой одновременно запускались двигатели «боковушек» (РД – 107) и двигатели второй ступени (РД – 108). Такое схемное решение позволяло для воспламенения топлива использовать самую простейшую схему с «крестом» и пиропатронами.

Ракета пакетной схемы, типа Р-7, могла доставить ядерный заряд практически в любую точку земной поверхности. Казалось бы, что основная задача обороны страны решена. Однако, с развитием авиационных и космических средств наблюдения за земной поверхностью у вероятного противника, такая схема стала достаточно уязвимой для обнаружения готовящегося к запуску ракетную систему. Скрыть стартовую площадку с готовящейся к запуску ракетой стало практически невозможно. Появилась тандемная схема компоновки ракеты, где ступени ракеты располагались последовательно друг за другом. Но, в этом случае традиционная схема воспламенения, при запуске двигателя с «крестом» и пиропатронами, становилась неудобной поэтому, в некоторых случаях, стали применять химическое зажигание. Тандемная компоновка ракеты позволяла перейти к шахтному варианту старта. Одновременно шли поиски новой топливной пары, которая позволила бы решать вновь возникшие вопросы ракетной обороны. Были сформулированы новые требования к ракетному топливу. Конечно, новая топливная пара должна быть высокоэкономичной и позволять ракете находиться в заправленном состоянии практически неограниченное время (более 10 лет) для обеспечения высокой боеготовности. Такое топливо было создано и получило условное наименование «амил-гептил». Самым большим недостатком этой пары была высокая токсичность горючего (гептил), которое представляло собой продукт на гидразинвой основе. В качестве окислителя (амил) применялась высококонцентрированная азотная кислота, что привело к необходимости использовать коррозионностойкие материалы по всему тракту окислителя. Зато такие компоненты топлива были самовоспламеняющимися и проблемы воспламенения при их использовании не существовало. У зарубежного супостата также было подобное топливо, но с существенными отличиями по эксплуатационным свойствам. Так как, в основном, топливная пара «амил-гептил» стали применяться на боевых ракетах, то её часто стала называть «штатной парой» или «штатными компонентами», как это было принято в армейской терминологии.

С внедрением гептила появилась возможность получения высокого удельного импульса двигателя и при использовании жидкого кислорода в качестве окислителя. Такой двигатель РД-119 (8Д710) был создан и нашёл применение на ракетах серии «Космос». В конструкцию камеры РД–119, по сравнению с двигателями прототипами, был внесён ряд кардинальных изменений, направленных на улучшение энергомассовых характеристик, улучшили охлаждение внутренней стенки камеры, создав двухщелевой пояс дополнительного завесного охлаждения; отработана новая форсуночная головка, повысившая устойчивость рабочего процесса и обеспечившая большую полноту сгорания компонентов топлива. Эти мероприятия позволили получить наивысший для своего времени удельный импульс тяги в пустоте (352 единицы). При этом вследствие выбора рационального профиля сверхзвуковой части сопла, а также благодаря широкому использованию в конструкции камеры титановых сплавов удалось, несмотря на значительное увеличение выходного диаметра сопла, несколько уменьшить массу камеры сгорания. Воспламенение топлива в камере сгорания осуществлялось с помощью пирозажигательного устройства.

При использовании топливной пары «керосин-жидкий кислород» в ракетах тандемной схемы, при запуске двигателя на верхних ступенях кроме пиротехнических устройств применялось химическое зажигание, принципы которого достаточно хорошо были исследованы и отработаны ещё во время войны на самолётных ЖРД, в том числе и для многократных запусков двигателя. Также химическое зажигание применялось и для пары «азотная кислота – продукты на основе керосина». На двигателе РД-214 (8Д59), для ракеты серии «Космос», использовалось двухкомпонентное топливо (окислитель – смесь окислов азота с азотной кислотой, горючее – продукт переработки керосина). Запуск ЖРД производился без предварительной ступени. Зажигание топлива в камере – химическое, при помощи пускового горючего (смесь ксилидина с триэтиламином), заливаемого в магистраль до главного клапана горючего.

Для семейства ракет-носителей «Ангара» был создан РД-191. Это однокамерный ЖРД с тягой 234 тс, работающий на нетоксичных компонентах топлива (керосин +жидкий кислород) с дожиганием в камере окислительного газа. На макете этого двигателя в музее Космонавтики и ракетной техники имени Глушко в Санкт Петербурге представлена принципиальная схема такого двигателя.

Удельный импульс в вакууме 338с. Диапазон дросселирования тяги (от номинального значения): 27–110 %. Карданная подвеска обеспечивает управление по тангажу и рысканию до 8 градусов. Воспламенение топлива в камере и газогенераторе химическое путём подачи пускового горючего, которое воспламеняется при контакте с жидким кислородом.

В. П. Глушко часто был инициатором в поиске и опытной проверке новых топливных композиций. В подготовке по одной из них, на экспериментальной установке с достаточно значительной тягой (порядка 15 тонн), мне довелось принять участие на ранней стадии (при подготовке стендовых систем в Салде). Заключительная стадия – огневое испытание камеры с замером тяги сначала на штатных компонентах топлива с последующим переходом на новую гидразиновую композицию проводилась уже без моего участия. К этому времени я уже был командирован в Москву по работам с ДОС 17К№121. Однако, последствия такого эксперимента – полное разрушение стенда №4 комплекса 101 в Салде, я видел после возвращения из командировки. Так что с какими трудностями приходилось сталкиваться при создании новых топливных композиций я был немного знаком. Примером удачного решения нахождения нового ракетного топлива и создания двигателя на нём является двигатель РД-301 (11Д14) с тягой 10тс на топливе «фтор-аммиак).

Важное преимущество фтора как окислителя ракетного топлива заключается в том, что со всеми известными горючими он образует самовоспламеняющиеся смеси с низким периодом задержки самовоспламенения. Предполагалось этот двигатель использовать на аппаратах НПО прикладной механики (главный конструктор М. Ф.Решетнёв). По Техническому Заданию (ТЗ) этот двигатель должен был иметь ресурс не менее 420 секунд, с трёхразовым включением. Для обеспечения последнего требования пришлось решать и научно – прикладные задачи. Дело в том, что в газогенераторном тракте турбины и смесительной головке камеры при отключении образовывались отложения твердых фтористых солей, исключавшие возможность повторного запуска. Эти задачи были решены и двигатель был отработан на соответствии требований ТЗ. Однако в связи с изменением международных требований к спутникам, которые разрабатывались в КБ М. Ф.Решетнёва, надобность в системах, на которых предполагалось использование двигателя 11Д14, отпала и этот двигатель оказался невостребованным. Но это был хоть и решённый, но промежуточный шаг по пути к дальнейшему совершенствованию отечественных ЖРД. По мнению ведущего специалиста НПО «Энергомаш» Вячеслава Рахманина, В. П. Глушко ставил задачу выйти на предельную величину удельного импульса ЖРД для химических двигателей: «…в ряду химических веществ, пригодных для использования в ЖРД, фтор в качестве окислителя занимает первое место по энергетическим характеристикам. Именно эта объективная истина заставила Глушко попытаться использовать фтор в качестве компонента ракетного топлива. В период начала разработки ЖРД 8Д21 применение пары фтор + аммиак давало прирост удельного импульса тяги на 50…85 с по сравнению с кислородными ЖРД, имевшимися или разрабатывавшимися в тот период. Если бы Глушко намеревался ограничиться применением фтора только в паре с аммиаком, т.е. получить удельный импульс на уровне 400 с, то, безусловно, все затраты на внедрение в ракетную отрасль такого токсичного и химически агрессивного вещества не окупались бы. Но Глушко мыслил перспективно. После освоения фтора с аммиаком планировалась разработка двигателя на топливе фтор + водород. Проект такого двигателя разрабатывался в 1963–65 гг. Пара фтор + водород позволяла довести удельный импульс до 470:475 с, что близко к максимально возможному значению этого показателя для химических источников энергии в ракетных двигателях. Следующий, качественно более высокий уровень удельного импульса тяги может быть получен только при использовании ядерного ракетного двигателя» [7].

Однако развал оборонной отрасли в 90 годы не дал осуществить эти планы и отработанный на полное соответствие ТЗ двигатель РД-301 (11Д14) остаётся примером того, что техническому совершенствованию нет предела.

3. Немного о ЖРДМТ

К тому времени как в Салде приступили к разработке первого двигателей малой тяги (10 кгс) для космических аппаратов, в стране уже был разработчик и изготовитель таких двигателей. Это было ТМ КБ «Союз», расположенное в Тураево, т.е. практически в Москве. В этом КБ уже были разработаны двигатели на штатных компонентах топлива в широком диапазоне тяг. К ним и обратились двигателисты из НПО «Энергия» с предложением создать двигатель на штатных компонентах топлива по своему техническому заданию (ТЗ), применительно к своему новому проекту под условным названием «Союз ВИ».

По этому ТЗ двигатель должен быть экономичным при непрерывной и импульсной работе, обеспечивать количество включений не менее 40 000, иметь сигнализатор давления в камере сгорания (СДК) в качестве датчика обратной связи, обладать высокими динамическими характеристиками при запуске и на останове, практически не иметь ограничений по ресурсу при непрерывной работе. Эти требования, во многом, были выше, чем обладали двигатели лучших зарубежных образцов. Кроме этого, имелось специфическое требование, по которому головка камеры сгорания должна была иметь систему терморегулирования (СТР), по которой будет прокачиваться теплоноситель из системы СТР космического аппарата. В этом случае все имеющиеся на борту двигатели рассматривались как радиаторы для сброса тепла от работающей на борту аппаратуры, при этом сброс тепла в эту систему от работающего двигателя не допускался. Последнее требование вынуждало разработчика двигателя решать все тепловые вопросы (перегрев камер) самостоятельно, т.е. за счёт организации внутреннего охлаждения камеры. Если при работе двигателя при непрерывной работе для «жрдиста» такая задача была понятна, то при импульсной работе с частотой до 10 Гц решение тепловых вопросов стало проблемным и требовалось провести сначала цикл научно-экспериментальных исследований внутрикамерных процессов при такой работе. Было ещё одно специфическое требование к комплектации двигателей для космического аппарата по парной разнотяговости («плюс» и «минус» канала управления) и по разнотяговости двигателей во всём комплекте.

Не удивительно, что ТМ КБ «Союз», не согласилось с таким набором требований, а предложило просто взять двигатель из имеющейся номенклатуры, которые были уже отработаны.

Жёсткие требования к двигателям ориентации и стабилизации космического аппарата были сформулированы в НПО «Энергия» с целью создания такого пилотируемого аппарата, который при динамических операциях экономично расходовал бы топливо, причём в качестве топлива рассматривалось штатное, т.е. высокоэнергичное и каждый двигатель должен был обладать таким ресурсом, чтобы практически не было никаких ограничений при перемещениях аппарата в пространстве и при динамических операциях (стыковка и расстыковка аппаратов между собой). Это был проект нового аппарата «Союз ВИ», который, к сожалению. не был реализован, но этот проект дал теоретический задел при создании других космических аппаратов ДОС, т.е. «Салют» и новых «Союзов» в НПО «Энергия» и целой серии КА типа «Янтарь».

Не получив согласия на совместную работу с ТМ КБ «Союз», двигателисты из НПО «Энергия» (Князев Д. А., Николаев В. А.) обратились в ленинградский институт топливной аппаратуры (ЦНИИТА) с предложением проработать вопрос о создании двигателя по аналогичным требованиям. Разработчики (Примазов В. А.) предложили двигатель с камерой из пиролитического графита. С такой камерой можно было быть спокойным за тепловое состояние камеры, она не могла прогореть, однако возник ряд иных вопросов, связанных с СТР, таких как исключение возможности сброса тепла от раскалённой камеры в теплоноситель СТР. Установка надёжного термосопротивления на пути тепло-сброса снизит возможность эффективного использования камер двигателей как радиаторов сброса тепла от КА в то время, когда двигатели не работают. Такой двигатель, мы его называли двигатель ЦНИИТА, был предложен в качестве прототипа для последующей отработки на соответствии требований ТЗ в Салде. Однако при рассмотрении конструкторской документации, поступившей из ЦНИИТА, стало ясно, что эта разработка, как говорится, «не по зубам», имеющемуся на тот момент в Салде производству. Забегая на несколько лет вперёд, можно сказать, что небольшая группа разработчиков этого двигателя из ЦНИИТА во главе с Примазовым В. А. впоследствии перешла на работу в КБ А. М. Исаева (в Подлипки), где был создан двигатель С5.205. также с графитовой камерой, но уже для другого космического аппарата. Но жизнь временами с годами создаёт интересные повороты и пришло время, когда этот двигатель стал серийно изготавливаться в Салде по документации КБ ХимМаш на уже новых салдинских производственных мощностях.