Многие важные научно-технические идеи в области ракетной техники и космонавтики были высказаны в работах талантливого исследователя Ю. В. Кондратюка: «Тем, кто будет читать, чтобы строить» (1919) и «Завоевание межпланетных пространств» (1929).

Кондратюк независимо от Циолковского оригинальным методом вывел основное уравнение движения ракеты, дал схему и описание четырехступенчатой ракеты на кислородно-водородном топливе и всех ее элементов, в том числе турбонасосного агрегата для подачи топлива и гироскопической системы управления. Он предложил использовать торможение ракеты в атмосфере при спуске, гравитационное поле небесных тел для доразгона или торможения космических аппаратов, межпланетные заправочные базы в виде спутников планет. В работах Кондратюка определена последовательность первых этапов освоения космического пространства, рассмотрено использование солнечной энергии с помощью зеркал-концентраторов для нужд космического корабля и системы больших зеркал на околопланетных орбитах для освещения и изменения климата этих планет, предложены электростатические ракетные двигатели, работающие на порошках и жидких каплях.

Важную роль в распространении идей космонавтики сыграла в 20-е годы пропагандистская деятельность Ф. А. Цандера. В своих публичных выступлениях он доказывал практическую осуществимость полетов ракетных летательных аппаратов, популяризировал работы русских ученых и инженеров в области космонавтики.

В середине 20-х годов в СССР предпринимаются попытки создать организации энтузиастов ракетной техники и межпланетных сообщений, начать практические работы. Первой организацией такого типа стало созданное в мае 1924 г. в Москве Общество изучения межпланетных сообщений (ОИМС), объединявшее около 200 членов. Задачей общества, как было сказано в его уставе, являлась «работа по осуществлению заатмосферных полетов с помощью реактивных аппаратов и других научно обоснованных средств».

Научно-исследовательская секция общества (Ф. А. Цандер и др.) намеревалась провести комплекс теоретических и экспериментальных работ, включающий исследование внутрикамерных процессов и теплообмена в ракетных двигателях, испытания различных топлив, изучение оптимальных вариантов конструкций ракет, создание и летные испытания небольших ракет. Одним из наиболее крупных пропагандистских мероприятий, проведенных научно-популярной секцией общества, был диспут «Перелет на другие миры», организованный в Москве в октябре 1924 г. с целью популяризации научно обоснованных идей космонавтики. На диспуте выступил Цандер с докладом «О проекте межпланетного корабля-аэроплана, разрешающего задачу полета в мировое пространство».

В середине 1925 г. общество распалось из-за трудностей финансирования, создания лабораторной базы, печатного органа и реализации других планов. Несмотря на небольшой срок существования, первое в истории общество энтузиастов космонавтики сделало серьезный шаг в деле объединения усилий многих ученых, инженеров, конструкторов, всех, интересующихся проблемами ракетной техники и полетами в космос. Общество наметило верный путь своей деятельности - сочетание пропаганды с теоретическими исследованиями и практическими разработками. Организационный опыт общества был использован при создании Группы изучения реактивного движения (ГИРД).

Газодинамическая лаборатория

Первой в СССР научно-исследовательской и опытно-конструкторской организацией по ракетной технике была Газодинамическая лаборатория (ГДЛ), созданная по инициативе Н. И. Тихомирова 1 марта 1921 г. в Москве в военном ведомстве. Вначале она именовалась Лабораторией Н. И. Тихомирова, а свое окончательное наименование - ГДЛ получила в 1928 г. Основной деятельностью ГДЛ было создание ракетных снарядов на бездымном ракетном порохе. В 1925 г. ГДЛ перебазировалась в Ленинград, где на Главном артиллерийском полигоне в марте 1928 г. состоялись успешные пуски реактивных снарядов на пироксилино-тротиловом бездымном порохе, а в 1932 г. - успешные стрельбы 82-миллиметровыми ракетными снарядами РС-82 в воздухе с истребителя И-4. Наряду с Тихомировым большой вклад в создание ракетных снарядов внесли В. А. Артемьев, Б. С. Петропавловский и Г. Э. Лангемак. В дальнейшем после усовершенствования конструкций PC в Реактивном научно-исследовательском институте (РНИИ) были созданы образцы ракетного оружия, применявшиеся в боях в 1939 и 1941 -1945 гг.

После преобразования Лаборатории Тихомирова в ГДЛ диапазон ее работ существенно расширился.

В 1929 г. в ГДЛ был организован отдел, в котором под руководством В. П. Глушко разрабатывались первый в мире электроракетный двигатель (ЭРД), экспериментальные реактивные летательные аппараты (РЛА) и первые отечественные жидкостные ракетные двигатели (ЖРД).

Глушко теоретически обосновал возможность создания ЭРД, разработал оригинальный экспериментальный образец импульсного электротермического двигателя и провел его стендовые испытания. Поскольку ЭРД не мог найти применения для выведения космических аппаратов на околоземные орбиты, коллектив отдела вскоре приступил к разработке ЖРД.

Работы по созданию ЖРД в ГДЛ начались с теоретических и экспериментальных исследований различных химических веществ для использования их в качестве окислителей и горючих жидких ракетных топлив. На основе этих исследований Глушко предложил ряд новых окислителей для ракетных топлив - азотную кислоту, растворы четырехокиси азота в азотной кислоте, тетранитрометан, перекись водорода, растворы фтора в кислороде, хлорную кислоту; трехкомпонентное топливо - кислород с водородом и бериллием; порох с диспергированным бериллием.

В 1931 г. был разработан и испытан экспериментальный двигатель ОРМ (опытный ракетный мотор). Двигатель работал на монотопливе - смеси окислителя (четырехокиси азота) с горючим (бензином, толуолом или бензолом), которая заливалась в цилиндрическую камеру сгорания, установленную вверх соплом, и затем воспламенялась с помощью электросвечи. Первый советский экспериментальный ЖРД-ОРМ-1 имел, как и последующие двигатели этой серии, вытеснительную систему подачи двухкомпонентного топлива (при испытаниях в 1931 г. на топливе жидкий кислород-бензин развивал тягу в 20 кгс в течение нескольких секунд).

Опыт работы с этим двигателем показал, что создателям ЖРД, пригодного для установки на летательный аппарат, предстоит решить ряд сложных проблем. Поэтому вслед за ОРМ-1 отделом ЖРД ГДЛ был разработан ряд экспериментальных ЖРД и устройств (от ОРМ-1 до ОРМ-47), на которых отрабатывались отдельные этапы рабочего процесса и различные варианты конструктивного решения основных узлов. В частности, были отработаны такие способы защиты от перегрева стенок камеры сгорания и сопла, как керамическая теплоизоляция, воздушное охлаждение с применением поперечных и продольных ребер, наружное проточное охлаждение с применением гладких и спиралеобразных каналов в межрубашечном пространстве.

Постепенно конструкция опытных двигателей совершенствовалась и приобретала современный вид. Так, двигатель ОРМ-48, разработанный в 1933 г., имел сопло, которое состояло из внутренней стальной стенки с несколькими поясами спиральных ребер и внешней медной рубашки; стенка и рубашка соединялись в одно целое пайкой по вершинам ребер. В полученные каналы подавалась вода для охлаждения сопла. А последний созданный в ГДЛ жидкостный ракетный двигатель ОРМ-52 имел конструкцию, характерную для двигателей 40-х годов. Он был разработан в 1933 г. и предназначался для экспериментальных ракет конструкции ГДЛ (РЛА-1-РЛА-3), морской торпеды, а также как вспомогательный двигатель для истребителя И-4. В качестве топлива использовались азотная кислота и керосин. Камера сгорания охлаждалась частично завесой топлива, создаваемой форсунками, а частично (в области сопла, имеющего спиральное оребрение) - окислителем по регенеративной схеме. Зажигание топлива химическое. Двигатель развивал тягу до 300 кгс при удельном импульсе 206 с. Двигатель ОРМ-52 прошел официальные стендовые испытания в 1933 г. Один из образцов двигателя сохранил работоспособность после 29 испытаний общей продолжительностью около 9 мин.

Работая в основном над двигателями, сотрудники отдела Глушко понимали, что их конечной целью является создание ракет дальнего действия, и вели исследования в этом направлении. В конце 1932 г. разрабатывается проект баллистической ракеты РЛА-100, рассчитанной на вертикальный подъем до высоты 100 км. Кроме того, создаются небольшие экспериментальные ракеты, предназначенные для испытания ЖРД в полете и сравнения различных способов стабилизации полета. Эти баллистические ракеты были рассчитаны на высоту полета до 3-4 км. Простейшей из них была ракета РЛА-1 со стартовой массой 80 кг. Она состояла из толстостенного точеного цилиндра, разделенного поперечной перегородкой. В верхнюю часть нагнетался сжатый воздух, с помощью которого осуществлялась подача топлива. Бак горючего (керосина) помещался концентрично внутри бака окислителя (азотной кислоты). Спереди в качестве головной части устанавливалась деревянная болванка, сзади - четыре лопасти аэродинамического стабилизатора. На ракете размещался ЖРД ОРМ-47 тягой 200 кгс, представлявший собой простейшую конструкцию камеры сгорания с неохлаждаемыми толстыми стенками.

Ракета РЛА-2 отличалась от ракеты РЛА-1 более тщательной отработкой конструкции, введением в систему подачи редуктора и применением парашютной головки. Дальнейшим развитием ракеты РЛА-2 была ракета РЛА-3, на которой предусматривалась установка приборного отсека с гироавтоматом от морской торпеды. Гироскопы должны были управлять рулями, расположенными по задним кромкам хвостового стабилизатора.

Работы Цандера в Институте авиационного моторостроения

В 1928 г. Цандер в инициативном порядке приступил к проектированию первого в СССР экспериментального реактивного двигателя ОР-1 (опытный реактивный первый). В 1930 г. на испытательной станции ЦАГИ была создана экспериментальная установка ОР-0, на которой проводились опыты по сжиганию сжатой воздушно-бензиновой смеси в камере сгорания. Эти опыты помогли Цандеру спроектировать оригинальную камеру сгорания двигателя ОР-1. Поскольку двигатели изготовлялись в мастерских ЦАГИ вне плана, Цандеру пришлось проявить немало изобретательности, чтобы его конструкция была максимально простой. Так, например, принцип подачи бензина был заимствован от обычной паяльной лампы. Двигатель работал на сжатом воздухе и бензине, развивая тягу до 145 гс.

С помощью ОР-1 в Институте авиационного моторостроения, куда Цандер перешел в декабре 1930 г., удалось осуществить широкую экспериментальную программу. Первые огневые испытания двигателя ОР-1 состоялись 18 сентября 1930 г. В 1931 г. в Институте авиационного моторостроения была скомплектована бригада по реактивным двигателям во главе с Цандером, которая наметила широкую программу работ по жидкостным ракетным и воздушно-реактивным двигателям, вплоть до разработки небольших ракет и проведения подготовительных работ по установке двигателя на аэроплане.

Цандер считал, что в качестве окислителя для космических ракет следует применять кислород, запасенный в жидком виде, а для ракет, совершающих полет в атмосфере,- кислород, черпаемый из воздуха. В качестве одного из компонентов горючего он предлагал использовать металл отработавших элементов конструкции летательного аппарата. Понимая, что сразу создать такой двигатель - дело нереальное, он наметил путь постепенного перехода к решению этой задачи. Для двигателя ОР-1 были выбраны простейшие компоненты: сжатый воздух и бензин. Затем Цандер наметил последовательно перевести ОР-1 на работу на жидком воздухе, обогащенном кислородом, и наконец на жидком кислороде. При этом в программе работ по ОР-1 предусматривались его испытания как ракетного двигателя, когда воздух подавался из баллонов, как воздушно-реактивного двигателя, когда воздух нагнетался компрессором, как комбинированного реактивного двигателя, а также как устройства для получения высокоскоростной струи аэродинамической трубы и проведения опытов по распылению и сжиганию металлов. Работы по кислородным ЖРД Цандер и его сотрудники проводили в новой организации - ГИРД.

Группа изучения реактивного движения

Опыт первых организаций энтузиастов ракетной техники и космического полета в 20-х годах оказался весьма ценным, когда в СССР появились, условия для практической работы в этой области. В начале 30-х годов такие организации стали создаваться в рамках Общества содействия обороне, авиационному и химическому строительству (Осоавиахим), уделявшего большое внимание новым областям техники.

Новая общественная организация энтузиастов ракетной техники - Группа изучения реактивного движения (ГИРД) была создана осенью 1931 г. в Москве. Первыми ее членами были Ф. А. Цандер, С. П. Королев, Ю. А. Победоносцев, М. К. Тихонравов, В. П. Ветчинкин и др. С момента основания ГИРД установила тесную связь с К. Э. Циолковским, оказавшим большое влияние на ее деятельность. В своей деятельности ГИРД опиралась также на теоретические и экспериментальные работы Цандера. Первым конкретным делом, объединившим гирдовцев, была работа по созданию самолета с ЖРД. Известие о создании в Москве при Центральном совете Осоавиахима Группы изучения реактивного движения вызвало широкие отклики и явилось толчком к созданию объединений энтузиастов при местных организациях Осоавиахима. Важной задачей ГИРД в Москве, которая называлась также ЦГИРД (Центральная группа изучения реактивного движения), явилась координация и руководство деятельностью объединений энтузиастов ракетной техники при местных осоавиахимовских организациях.

Летом 1932 г. решением Президиума Центрального совета Осоавиахима ГИРД из объединения, работающего на общественных началах, была преобразована в научно-исследовательскую и опытно-конструкторскую организацию по разработке ракет и двигателей, финансируемую как из средств Осоавиахима, так и государственных средств. Организации было предоставлено помещение для создания научно-производственной базы. Начальником ГИРД был назначен Королев, который до этого был председателем научно-технического совета.

Основными направлениями деятельности ГИРД являлись: научно-исследовательская, проектно-конструкторская и экспериментальная работа по созданию и испытаниям опытных образцов реактивных двигателей разных типов и ракетных летательных аппаратов; научно-техническая пропаганда в области ракетной техники и участие в подготовке специалистов для нее; руководство и координация деятельности периферийных организаций, занимавшихся разработкой проблем ракетной техники в рамках местных организаций Осоавиахима.

Результаты, полученные с помощью двигателя ОР-1, позволили Цандеру приступить к разработке ЖРД на низкокипящем окислителе (жидком кислороде) сначала для ракетоплана и затем для баллистической ракеты. В конце декабря 1932 г. двигательная установка с ЖРД ОР-2 в окончательном виде была принята комиссией, после чего были проведены ее холодные испытания и начаты огневые испытания, которые закончились разрушением камеры сгорания. На доработку двигателя ушло 2 года, завершена она была под руководством Л. С. Душкина уже в Реактивном научно-исследовательском институте путем коренной переделки (замена бензина на водный раствор спирта, введение керамической облицовки камеры сгорания и др.). Новому двигателю был присвоен шифр 02. ЖРД 02 надежно и стабильно работал в течение 60 с и развивал тягу 100 кгс при давлении в камере сгорания 11 кг/см². Этот двигатель испытывался в полете в 1935-1936 гг. на экспериментальной баллистической ракете и крылатой ракете.

В январе 1933 г. первая бригада под руководством Цандера приступила к разработке ракеты ГИРД-Х. Она была рассчитана на достижение высоты 5500 м при стартовой массе 29,5 кг и массе топлива 8,3 кг, имела цилиндрический корпус длиной 2200 мм и диаметром 140 мм. При огневых испытаниях, начатых в августе 1933 г., двигатель этой ракеты прогорал, поэтому решено было вместо бензина использовать этиловый спирт, обеспечивающий меньшую теплонапряженность камеры сгорания и плавное горение, а также изменить конструкцию. Пуск ракеты ГИРД-Х состоялся 25 ноября 1933 г. Она взлетела, достигла высоты 80 м, но затем из-за вибрации нарушилось крепление и разрушился трубопровод горючего ее двигателя, отчего ракета развернулась и упала в 150 м от старта.

Деятельность второй бригады ГИРД, руководимой Тихонравовым, была сосредоточена на разработке жидкостных ракет и двигателей на гибридном и жидком топливах. Ракета 09 с гибридным двигателем на жидком кислороде и отвержденном бензине имела следующие характеристики: стартовая масса 18 кг, масса топлива 4,5 кг, тяга двигателя 25-33 кгс, время его работы 15 с.

Все горючее (1 кг отвержденного бензина) размещалось в камере сгорания, что позволило упростить двигательную установку, исключив бак горючего и систему его подачи. Сгорая параллельными слоями от центра камеры к периферии, слой горючего защищал ее стенки от воздействия пламени до момента полного выгорания и прекращения работы двигателя.

17 августа 1933 г. группа сотрудников ГИРД под руководством Королева провела успешный пуск ракеты 09 в районе подмосковного поселка Нахабино. Ракета находилась в полете 18 с и поднялась на 400 м. Этот полет позволил Королеву поставить вопрос об ускорении создания Реактивного научно-исследовательского института и о выделении дополнительных средств на постройку опытной серии жидкостных ракет.

Третья бригада ГИРД, руководимая Победоносцевым, занималась проблемой создания прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД). В ГИРД была построена установка ИУ-1, сверхзвуковая аэродинамическая труба, в которой 15 апреля 1933 г. состоялось первое испытание ПВРД. Экспериментальные исследования на ИУ-1 дали необходимый материал для конструирования ПВРД и его испытаний в полете. В сентябре 1933 г. были проведены первые летные испытания ПВРД, помещенного в корпус 76-миллиметрового артиллерийского снаряда, выстреливаемого из пушки со сверхзвуковой скоростью. ПВРД имел входной канал, камеру сгорания с топливной шашкой и выходное сопло. Натурные эксперименты подтвердили работоспособность ПВРД, рассчитанного на основе теории воздушно-реактивных двигателей, разработанной Б. С. Стечкиным, и целесообразность дальнейшей работы в этом направлении.

Разработкой крылатых ракетных летательных аппаратов занималась четвертая бригада ГИРД, которой в основном руководил С. П. Королев. Бригада разрабатывала установку двигателя ОР-2 на «бесхвостку» конструкции Б. И. Черановского (РП-1). Однако реализовать этот проект не удалось из-за того, что к тому времени еще не были разработаны достаточно мощные и надежные ЖРД. Поэтому основной тематикой работ бригады стали беспилотные крылатые ракеты, которые сначала разрабатывались как модели ракетопланов, а затем получили и самостоятельное значение как перспективные крылатые управляемые ракеты.

Наряду с научно-производственной работой важным направлением деятельности ГИРД явились пропаганда и популяризация ракетной техники. Продолжая начатую в 20-е годы пропаганду идей межпланетных полетов, гирдовцы сделали основной акцент на широкое распространение технических знаний. Перед ГИРД стояла также задача - готовить кадры специалистов в области ракетной техники. В начале 1932 г. в Москве создаются курсы по ракетной технике - первые в истории специальные инженерно-технические курсы по этой тематике. Преподавали на курсах ученые и специалисты. В частности, Цандер читал курсы теории и конструирования реактивных двигателей и теории межпланетных полетов, Тихонравов - курс ракетостроения, Ветчинкин - курс динамики реактивных аппаратов, Стечкин - курс теории воздушно-реактивных двигателей и т. д. Курсы работали в 1932-1933 гг. при ГИРД и позднее при Стратосферном комитете Центрального совета Осоавиахима. Подготовка на курсах во многом способствовала повышению уровня работ и квалификации специалистов в области ракетной техники.

Реактивный научно-исследовательский институт

Результаты, достигнутые в начале 30-х годов двумя ведущими научно-исследовательскими организациями - Газодинамической лабораторией в Ленинграде и Группой изучения реактивного движения в Москве,- показали, что назрела необходимость объединить усилия ученых, инженеров и конструкторов в едином научно-исследовательском и опытно-конструкторском центре. Таким центром явился Реактивный научно-исследовательский институт (РНИИ), сформированный в Москве 21 сентября 1933 г. на базе ГДЛ и ГИРД. Создание РНИИ придало работам по ракетной технике государственное значение, привело к улучшению их материально-технического обеспечения, позволило установить постоянную связь специалистов по ракетной технике с ведущими научными учреждениями страны, открыло широкие возможности кооперации в проведении научных исследований и изготовления изделий, осуществило синтез ракетно-артиллерийского и ракетно-авиационного направлений. Начальником РНИИ был назначен И. Т. Клейменов, заместителем сначала С. П. Королев, а с января 1934 г.- Г. Э. Лангемак. Научное руководство РНИИ осуществлял технический совет в составе Г.Э.Лангемака (председатель), В.П.Глушко, В. И. Дудакова, С. П. Королева, Ю. А. Победоносцева и М. К. Тихонравова. Почетным членом совета 23 июня 1935 г. был избран К. Э. Циолковский.

В РНИИ под руководством Г. Э. Лангемака на основе работ, проведенных ранее в ГДЛ, продолжалась разработка пороховых реактивных снарядов и пусковых установок различного назначения. Были усовершенствованы реактивные снаряды РС-82 и РС-132 и пусковые станки, монтировавшиеся под крыльями самолетов. Ракетные заряды стали изготавливать из нитроглицеринового пороха, который обладал по сравнению с пироксилин-тротиловым порохом энергетическими и технологическими преимуществами. Теплота сгорания и, следовательно, удельный импульс нитроглицеринового пороха выше, чем у пироксилин-тротилового. Из нитроглицеринового пороха можно было изготавливать пороховые заряды больших размеров методом непрерывного прессования, что в наибольшей степени отвечало требованиям крупномасштабного производства. Из пироксилин-тротилового пороха каждая пороховая шашка приготавливалась индивидуально методом «глухого» прессования.

После успешных войсковых испытаний реактивные снаряды РС-82 были приняты на вооружение истребительной, а РС-132 - бомбардировочной авиацией. С 1938 г. в РНИИ начались работы по созданию опытных образцов многозарядной самоходной пусковой установки с РС-132 для реактивной артиллерии сухопутных войск. В 1939- 1941 гг. установка и снаряды прошли заводские и полигонные испытания, было освоено промышленное производство РС-132 и начата работа над серийными образцами пусковых установок для РС-132 и РС-82. В 1939 г. реактивные снаряды успешно использовались в Монголии во время боевых действий против японских войск на реке Халхин-Гол, а в 1941 -1945 гг. широко применялись во время Великой Отечественной войны.

Опыт работы ГДЛ и ГИРД позволил РНИИ разработать обоснованную программу по созданию жидкостных ракет. Этот опыт, в частности, показал, что одной из главных задач в области жидкостного ракетостроения является создание надежного ракетного двигателя на жидком топливе, пригодного для массового применения на ракетных аппаратах. В 1939 г. было спроектировано и изготовлено несколько вариантов кислородно-спиртового двигателя, развивавшего тягу 300 кгс в течение 60 с (Л. С. Душкин, М. К. Тихонравов и др.). Под руководством Глушко был разработан азотнокислотно-керосиновый двигатель (усовершенствованный вариант ЖРД ОРМ-52), развивавший тягу 310 кгс и выдержавший 29 запусков с общим временем работы 530 с.

Наряду с проблемой создания надежных ЖРД все большее значение приобретала проблема обеспечения устойчивости полета ракет, в том числе проблема автоматической стабилизации баллистических ракет. Первый ракетный гироскопический прибор стабилизации ГСП-1 был создан группой сотрудников РНИИ под руководством С. А. Пивоварова во второй половине 1934 г. Наряду с разработкой аппаратуры управления важное значение имели экспериментальные исследования особенностей полета крылатых ракетных аппаратов. Нужно было выяснить причину возмущений, приводящих к нарушению устойчивости в полете, выбрать наиболее подходящие аэродинамические схемы ракет, профили несущих плоскостей. Для этого требовалось провести летные испытания моделей крылатых ракет. Было принято решение исследовать устойчивость ракет без систем управления на моделях с пороховыми двигателями, которые отличались от имевшихся в то время ЖРД более высокой надежностью и простотой эксплуатации. В 1935 г. состоялись многочисленные пуски экспериментальных неуправляемых пороховых ракет массой 5-11 кг, имевших размах крыла и длину фюзеляжа 0,5 м и отличавшихся одна от другой формой крыла и оперения. Ракеты изготавливались весьма тщательно. Были введены регулировка направления вектора тяги двигателя на центр тяжести ракеты, чтобы исключить возмущающий момент, а также регулировка по продувкам в аэродинамической трубе положения плоскостей управления ракеты, чтобы исключить их аэродинамическую несимметрию и обеспечить полет с заданным углом атаки. Пуски этих ракет дали богатый экспериментальный материал для теоретических исследований устойчивости полета и проектирования крылатых ракет с ЖРД.

В 1936 г. работы над жидкостными баллистическими и крылатыми ракетами с системами управления были объединены в одном отделе РНИИ, руководимом Королевым. В этом же году прошел официальные стендовые испытания двигатель ОРМ-65 конструкции Глушко, работавший на азотной кислоте и керосине и предназначавшийся для ракетоплана и крылатой ракеты. Его создание позволило приступить к разработке более простых в эксплуатации ракет на высококипящем топливе.

Под руководством Королева разрабатывались крылатые ракеты 212 с гироскопическим автопилотом и 301 с гирокомандной системой наведения, оснащенные двигателем ОРМ-65, а также серия ракет 217-П на РДТТ. Рабочий проект ракеты 212 был утвержден техническим советом РНИИ в августе 1936 г. Ракета имела следующие характеристики: стартовая масса 165 кг, масса топлива 15 кг, масса полезного груза 35 кг, размах крыла 3 м, площадь крыльев 1,7 м², аэродинамическое качество 12,5, длина 3 м, максимальная скорость 280 м/с, скорость взлета 40 м/с, максимальная дальность полета 80 км. На ракете использовался автомат стабилизации, обеспечивавший стабилизацию по трем осям. Старт производился с ракетной тележки-катапульты, разгоняемой пороховым двигателем тягой 1850 кгс. Ракета представляла собой моноплан со среднерасположенным трапециевидным крылом. Крыло несло элероны, а хвостовое оперение - рули курса и тангажа. В центроплане поперек фюзеляжа располагались топливные баки: три бака для азотной кислоты и один для керосина, а также баллон со сжатым азотом. Все трубопроводы, электропроводка и тяги к органам управления проходили внутри корпуса ракеты и в расположенном над фюзеляжем желобе коммуникаций. Корпус ракеты - цельнометаллический из дюралюминия.

В 1937-1938 гг. проводились продувки ракеты в аэродинамических трубах ЦАГИ, отработка установки двигателя ОРМ-65, гироавтомата, регистрирующей аппаратуры, пневмогидравлической схемы, холодные и огневые испытания двигательной установки.

29 января 1939 г. было проведено первое летное испытание ракеты, которая стала первым отечественным ракетным летательным аппаратом, взлетевшим с помощью ЖРД на высококипящих компонентах топлива. Однако основной идеей Королева в 30-е годы было создание экспериментального ракетного летательного аппарата для полета человека в стратосфере как первой ступени на пути к космическим кораблям.

В 1934-1935 гг. Королев, используя свой опыт и положение известного конструктора и летчика, в свободное от работы время проектировал летательные аппараты, пригодные для использования в качестве ракетопланов.

В 1936 г. работы над ракетопланом были включены в планы РНИИ. После углубленных изысканий и рассмотрений различных конструкций был разработан проект двухместного самолета - моноплана РП-318 с жидкостной ракетной двигательной установкой на основе трехкамерного ЖРД с суммарной тягой 900 кгс, работавшего на азотной кислоте и керосине. Тяговооруженность самолета позволяла осуществлять взлет с Земли и быстрый набор высоты. Самолет имел следующие расчетные характеристики: стартовая масса 1600 кг, масса топлива 540 кг, масса полезного груза 160 кг, длина 7,5 м, размах крыльев 7,4 м, тяговооруженность 0,56, максимальная высота при взлете с Земли 9 км, при старте с восьмикилометровой высоты - 25 км. В качестве первого шага было принято решение о создании ракетоплана РП-318-1 на базе двухместного планера СК-9, который был построен Королевым еще в 1935 г. Для ракетоплана была создана и отработана двигательная установка на основе ЖРД ОРМ-65. После проведения серии холодных испытаний по регулировке системы подачи в период с декабря 1937 г. по апрель 1938 г. было проведено 32 огневых испытания двигателя, которые показали, что двигательная установка отвечает предъявляемым требованиям и может обеспечить полет ракетоплана.

В феврале 1938 г. Королев совместно с Е. С. Щетинковым выдвинул и обосновал идею создания истребителя-перехватчика с ЖРД. Были представлены различные варианты компоновки экспериментального стратосферного самолета на азотнокислотном и кислородном ЖРД, поднимающегося с Земли до высоты 20 км и при пуске с самолета до высоты 40 км. Королев готовился совершить первые полеты с работающим ЖРД на ракетоплане РП-318-1, однако в июле 1938 г. он был ранен при аварии на стенде крылатой ракеты 212, и отработка ракетоплана надолго задержалась.

В последующие годы ведущим конструктором по ракетоплану РП-318-1 был назначен известный в те годы авиаконструктор А. Я. Щербаков, а по двигателю - А. В. Палло. На ракетоплане был установлен ЖРД РДА-1-150, являющийся модификацией ОРМ-65. Ракетоплан РП-318-1 имел следующие характеристики: масса конструкции 345 кг, масса двигательной установки 137 кг, масса топлива 75 кг, масса пилота с парашютом 80 кг, полная стартовая масса 657 кг, длина 7,88 м, размах крыльев 17 м, площадь крыла 22 м².

Исторический полет ракетоплана, пилотируемого первым советским летчиком-ракетчиком В. П. Федоровым, состоялся 28 февраля 1940 г. В отчете Федорова о полете говорилось: «После отцепки установил скорость 80 км/ч. Включение двигателя произвел на высоте 2600 м. Запуск ЖРД прошел нормально. Все контрольные приборы работали хорошо. При давлении в камере 12 ат, что соответствовало тяге 150 кгс, ЖРД имел ровный режим работы, который поддерживался до полного израсходования топлива. Примерно на пятой-шестой секунде после включения ЖРД скорость полета возросла от 80 до 140 км/ч. Я установил режим полета с набором высоты 120 км/ч и держал его во все время работы. По показаниям приборов подъем происходил со скоростью 3 м/с. В продолжение всей работы ЖРД в течение 110 с был произведен набор высоты в 300 м. На всем протяжении работы ЖРД никакого влияния на управляемость РП-318-1 замечено не было. Планер вел себя нормально - вибрации не ощущалось. После выключения двигателя спуск ракетоплана происходил нормально».

10-19 марта 1940 г. на РП-318-1 состоялись еще два успешных полета. Эти полеты стимулировали также развитие работ по внедрению ракетного двигателя в авиацию.

Работы по жидкостным ракетам и двигателям в 1941-1945 гг.

Первым советским экспериментальным самолетом с ракетным двигателем, совершившим серию успешных самостоятельных полетов, стал истребитель БИ-1 конструкции А. Я. Березняка и А. М. Исаева с ЖРД Д-1-А-1100, созданным в РНИИ. Разработка самолета началась в 1941 г. в ОКБ авиационного конструктора В. Ф. Болховитинова. Двигатель Д-1-А-1100 был самым мощным советским ЖРД, разработанным в предвоенный период. Он имел номинальную тягу 1100 кгс, давление в камере сгорания 19 ат, удельный импульс 200 с, массу 48 кг и работал на азотной кислоте и керосине. Двигатель имел дроссельную систему, обеспечивающую пусковой режим и позволяющую изменять тягу в диапазоне 400-1100 кгс. Продолжительность непрерывной работы двигателя на переменном режиме 200 с, на максимальном до 70 с; общий ресурс работы 18 мин. Камера сгорания двигателя имела внешнее проточное охлаждение: сопло - керосином, цилиндрическая часть - азотной кислотой. В связи с тем что насосная система подачи трудно поддавалась доводке, А. М. Исаев совместно с М. В. Мельниковым разработали вытеснительную систему подачи топлива в двигатель Д-1-А-1100. Применение вытеснительной системы подачи заставило пересмотреть первоначальный проект самолета.

Первый в Советском Союзе самостоятельный взлет на самолете с ЖРД совершил 15 мая 1942 г. летчик-испытатель Г. Я. Бахчиванджи. Второй его полет состоялся в сентябре 1942 г. За ним последовала серия полетов. Во время седьмого полета при скорости более 800 км/ч и в полном соответствии с законами околозвуковой аэродинамики, установленными позже, на самолет начал действовать пикирующий момент, с которым летчик справиться не смог. Бахчиванджи не покинул машину и погиб как герой, отдав жизнь покорению неизвестного. Посмертно ему было присвоено звание Героя Советского Союза.

В процессе эксплуатации ЖРД Д-1-А-1100 выявилось много возможностей улучшения его характеристик. Недостаточно надежным был запуск двигателя, нечетким останов, ресурс двигателя был малым. Весной 1944 г. отдел, возглавляемый Исаевым, приступил к разработке азотнокислотно-керосинового ЖРД РД-1 для реактивного самолета. Как и двигатель Д-1-А-1100, РД-1 должен был иметь многократное включение, диапазон тяг 400-1100 кгс с плавным регулированием и ресурс не менее 30 мин, но должен был превосходить Д-1-А-1100 по надежности и удобству эксплуатации. Подверглись изменению система охлаждения двигателя, соединение головки с рубашкой камеры сгорания, система запуска, форсунки и другие системы. Двигатель РД-1 отрабатывался с весны до октября 1944 г. Заданный 30-минутный ресурс работы был обеспечен, система запуска действовала безотказно, двигатель был прост в управлении и в эксплуатации. С двигателем РД-1, установленным на самолете БИ, была выполнена серия полетов.

Большую работу по созданию авиационных ЖРД провел в 1941 -1945 гг. коллектив ОКБ Глушко. Была разработана серия вспомогательных самолетных двигателей: РД-1, РД-1ХЗ, РД-2, РД-3, предназначенных для существенного увеличения скорости самолетов в решающие моменты их полетов, улучшения взлетных и высотных характеристик. Особенности конструкции двигателей этой серии можно рассмотреть на примере ЖРД РД-3, отработанного в 1944- 1945 гг. Двигатель состоял из трех камер сгорания, развивающих суммарную тягу до 900 кгс (на высоте 15 км до 1000 кгс), турбонасосного агрегата, газогенератора, вырабатывавшего парогаз для турбины, агрегатов пуска и управления. Газогенератор работал на тех же компонентах, что и камера сгорания. Охлаждение газа, поступающего на турбину, производилось впрыском воды, которой охлаждался и газогенератор. Конструкция двигателя допускала автоматические повторные пуски и остановы. Запуск производился сжатым воздухом, поступавшим из бортовых баллонов. Тяга двигателя могла регулироваться в пределах 100-1000 кгс. На режиме форсажа (разбег, форсированный набор вертикальной и горизонтальной скорости) работали все три камеры, изменяя тягу в диапазоне 300-900 кгс. На режимах горизонтального полета, выруливания и посадки могла работать лишь одна камера, обеспечивая тягу в диапазоне 100-250 кгс. Двигатели ОКБ Глушко были надежны и могли работать продолжительное время (гарантированный ресурс до переборки до 1 ч).

При разработке двигателей был найден ряд новых технических решений: пакетное соединение нескольких камер, получившее в дальнейшем развитие в отечественном ракетном двигателестроении; турбонасосный агрегат для подачи топлива в камеры сгорания и газогенератор, работавший на основных компонентах топлива; полная автоматизация (с блокировками) процессов пуска, управления на рабочем режиме и выключения; большая высотность и многократность пусков. Были проведены летные испытания двигателей РД-1 и РД-1ХЗ на самолетах конструкции Лавочкина, Яковлева, Сухого и Петлякова.

Ряд двигателей этой серии прошел официальные и государственные стендовые и летные испытания и находился в серийном производстве.

Из изложенного следует, что работы по ракетно-космической технике в СССР в период 1917-1945 гг. проводились достаточно широким фронтом, охватывая все основные направления ракетной техники, и были сконцентрированы, в основном, в едином коллективе -- Реактивном научно-исследовательском институте. В эти годы был накоплен огромный научно-технический потенциал и практический опыт работ в области жидкостного ракетостроения, двигателестроения и в смежных областях техники, подготовлены опытные, высококвалифицированные кадры специалистов во главе с такими выдающимися учеными, как С. П. Королев, В. П. Глушко, М. К. Тихонравов, Ю. А. Победоносцев и многие другие.