Исследования по истории и теории развития авиационной и ракетно-космической науки и техники-2001-2

НЕКОТОРЫЕ СТРАНИЦЫ ИСТОРИИ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ НАУКИ И ТЕХНИКИ В ПОСЛЕВОЕННЫЙ ПЕРИОД
В.П. Мишин

Многие участники создания первых отечественных боевых комплексов (БРК) с баллистическими ракетами дальнего действия (БРДД), к сожалению, ушли из жизни. Об этом пишут люди, не участвовавшие в этом процессе непосредственно и не всегда правильно и объективно оценивающие его.

В настоящих воспоминаниях делается попытка рассказать о некоторых моментах создания первых советских БРК по возможности достоверно. Автор статьи - один из непосредственных участников создания первых советских БРК - был одним из соратников академика С.П. Королева. Здесь освещены и некоторые неопубликованные ранее материалы. Естественно, в этих воспоминаниях присутствует определенный субъективизм, так как они связаны с восприятием описанных событий автором.

1. ИЗУЧЕНИЕ И ОСВОЕНИЕ НЕМЕЦКОЙ РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ ПОСЛЕ ВОЙНЫ

Развитие отечественной ракетной техники в послевоенные годы началось с изучения и освоения немецкой ракетной техники. Первые сведения о немецких боевых ракетах дальнего действия А-4 (Фау-2) были получены в нашей стране во второй половине 1944 г. Это произошло в результате падения ракеты на территории Польши, в Дебице, где немцами был сооружен ракетный полигон. Осколки этой ракеты были доставлены в НИИ-1, и тщательно изучены квалифицированной технической комиссией, руководимой заместителем НИИ-1 НКАП по науке генерал-майором В.Ф. Болховитиновым. В состав этой комиссии входили: И.Ф. Флеров, А.А. Боровков, А.И. Исаев, А.Я. Березняк, Б.Е. Черток, Л.А. Воскресенский, Н.А. Пилюгин, Ю.Н. Коновалов, В.П. Мишин и др. По результатам работы этой комиссии был составлен отчет, в котором были приведены основные характеристики ракеты, пневмотравлическая (пневмогидравлическая?) схема ее двигательной установки, принципиальная схема управления и другие данные.

Всех уже тогда поразил размах и промышленно-индустриальный подход к работам по созданию этой ракеты, требовавшие дорогостоящей экспериментально-производственной базы. В связи с этим вспоминается, как в помещение, где работала эта комиссия, был доставлен из Казани В.П. Глушко, где он находился в заключении. Его встретил возглас A.M. Исаева: "Валентин, ты утверждал, что с одной камеры сгорания ЖРД невозможно снять тягу большую, чем 300 кг, немцы же сняли, судя по размеру критического сечения, около 25000 кг".

Отчет был выслан в Наркомат авиационной промышленности, но его руководству удалось (А.И. Шахурину и его заместителю П.В.Дементьеву) доказать правительству, что работы по БРДД относятся к компетенции наркоматов вооружения и боеприпасов. Эти ведомства послали свои технические комиссии вслед наступающим советским войскам для изучения немецкой техники в соответствии со своими интересами. Позднее стало известно, что секретный ракетный центр немцев в Пенемюнде 23 августа 1943 г. был подвергнут жестокой бомбардировке англичан. Таким образом, немцы были вынуждены перед применением ракет Фау-2 производить тренировочные пуски в воинских подразделениях с пусковых площадок, расположенных на бывшем польском артполигоне в Дебице, по целям, расположенным в различных районах Польши. Немецкие ракетчики во главе с Вернером фон Брауном и генералом В. Дорнбергером были передислоцированы в район г. Нордхаузен (Тюрингия), где был расположен сборочный завод ракет Фау-2, рассчитанный на сборку 1000 ракет в месяц.

Только после подписания Потсдамского соглашения, по которому американские войска должны были освободить районы Нордхаузена (они входили в советскую зону оккупации Германии), была создана межведомственная комиссия ЦК ВКП(б) по изучению немецкой ракетной техники.

Первая группа этой комиссии в составе: Н.А. Пилюгина, Л.А. Вознесенского, В.П. Мишина, Туманского (из Наркомата авиационной промышленности), В.И. Кузнецова (из Наркомата судостроительной промышленности), М.С. Рязанского, Е.А. Богословского (из Наркомата средств связи), Рудницкого, Горюнова, Флорина (из Наркомата тяжелого машиностроения) и др. вылетела в Берлин 9 августа 1945 г. Там эта группа была разделена на три части; одна часть была оставлена в Берлине, другая - направлена в Нордхаузен, третья - в Прагу. Я с Е.А. Богусловским, В.А. Рудницким и др. были направлены в Прагу, где нас включили в состав группы советских специалистов из Наркомата боеприпасов, прикрепленных к военно-техническому отделу генерального штаба Чехословакии. Были выданы соответствующие документы, позволившие нам изучать и изымать материальную часть и документацию чешских предприятий, связанных с немецкой ракетной техникой.

Большую помощь в Праге нам оказал М.П. Петелин (из Наркомата судостроительной промышленности). Вскоре к нам прибыл полковник В.А. Бакулин (ЦК ВКП(б)) с полковником В.П. Барминым (из Наркомата тяжелого машиностроения). В Чехословакии находились многие предприятия, производившие по кооперации со сборочным заводом в Нордхаузене многие приборы систем радиоуправления, агрегаты наземного оборудования, арматуру и агрегаты двигательной установки ракеты Фау-2. Нашей группе удалось собрать большое количество материальной части и документации этих поставок. Но наиболее крупным нашим достижением являлось обнаружение в военном архиве, направленном из г. Торгау для захоронения в одном из австрийских озер, технической документации по ракете Фау-2. Из этого архива был изъят неполный комплект технической документации по ракете Фау-2 и вместе с автомашиной "Татра" и вагоном пильзенского пива, подаренных Э. Бенешом И.В. Сталину, 5 ноября 1945 г. отправлен в Москву.

25 ноября наша группа по требованию С.П. Королева была передислоцирована в Берлин, где я впервые встретился с ним. Королев прилетел в Берлин в октябре и присутствовал на пусках ракет А-4 в Куксгафене, организованных англичанами при помощи немецких ракетчиков. Он был назначен техническим руководителем группы "Выстрел", готовившей пуски ракет Фау-2 на территории Германии с помощью немецких ракетчиков.

По приезде в Берлин я был направлен в институт "Рабе" (недалеко от г. Нордхаузен), чтобы организовать расчетное бюро для подготовки расчетных материалов по траектории полета Фау-2. Наибольший интерес для меня представляло измерение параметров траектории ракеты Фау-2 на активном участке траектории при помощи кинотеодолитных измерений. Была разработана теория и укомплектована система таких измерений, состоявших из трех теодолитов "Аскания".

В мае 1946 г. в г. Нордхаузен прибыла правительственная комиссия, возглавляемая маршалом артиллерии Н.Д. Яковлевым, в состав которой входил Д.Ф. Устинов, бывший в то время наркомом вооружения. По рекомендации этой комиссии план работы межведомственной комиссии ЦК ВКП(б) был пересмотрен с целью переноса дальнейших работ по изучению и освоению немецкой ракетной техники непосредственно на территории СССР.

Для этого был организован институт "Нордхаузен", возглавлявшийся генерал-майором Л.М. Гайдуковым и техническим руководителем полковником С.П. Королевым со специализрованными совместными советско-немецкими ОКБ. (По ракете Фау-2 - под руководством С.П. Королева, по двигателю этой ракеты - под руководством В.П. Глушко, по системе управления - под руководством Б.Е. Чертока, Н.А. Пилюгина, Л.И. Рязанского (М. С. Рязанского?) и В.И. Кузнецова, по наземному оборудованию - под руководством В.П. Бармина.)

Основной задачей этих ОКБ являлось создание компонентов технической документации для развертывания работ по созданию отечественных БРК с БРДД типа Фау-2 на предприятиях нашей страны. Был установлен срок окончания этих работ - январь 1947 г.

2. ОРГАНИЗАЦИЯ РАБОТ ПО РКТ В НАШЕЙ СТРАНЕ В НАЧАЛЬНЫЙ ПОСЛЕВОЕННЫЙ ПЕРИОД

После возвращения правительственной комиссии из Нордхаузена в Москву, вышло историческое Постановление Совета Министров СССР от 13 мая 1946 г. "Вопросы развития реактивного вооружения". В соответствии с этим постановлением создание реактивного вооружения и организация научно-исследовательских и экспериментальных работ в этой области считались важнейшими задачами. Этим постановлением были приняты следующие основные решения:

1. Был создан специальный Государственный комитет по реактивной технике во главе с Г.М. Маленковым, на который был возложен контроль за развитием научно-исследовательских и практических работ по реактивному вооружению.

2. Определены головные министерства по разработке и производству реактивного вооружения, в том числе Министерства вооружения по разработке снарядов с жидкостными двигателями.

3. Установлена кооперация министерств на которые возложено выполнение исследовательских, конструкторских и опытных работ по заказам головных министерств.

4. В министерствах, занятых реактивным вооружением были созданы научно-исследовательские главные управления, конструкторские бюро и полигон по реактивной технике.

Министерства были обязаны утвердить структуру и штаты этих организаций. В соответствии с этим же постановлением в Министерстве вооруженных сил был организован НИИ-4 МО по реактивному вооружению и государственный центральный полигон (ГЦП) реактивной техники (начальник полигона генерал-полковник артиллерии В.И. Вознюк) для всех министерств, занимавшихся этой техникой в Капустином Яру, близ Волгограда.

В соответствии с этим постановлением в Министерстве вооружения (министр Д.Ф. Устинов) был создан на базе завода № 88 в Подлипках НИИ-88 MB, возглавлявшийся Л.Р. Гонором, с научно-исследовательскими отделами, подчиненными К.И. Тритко, в которые входили конструкторские отделы по ракетам дальнего действия и зенитным ракетам, возглавляемые главными конструкторами и опытным заводом (директор Малоитов).

Главный инженер, начальник ЦКБ и опытный завод подчинялись непосредственно директору института. С.П. Королев был назначен главным конструктором ракет дальнего действия и начальником отдела № 3 ЦКБ НИИ-88 MB приказом министра вооружения 23 августа 1946 г.

Первоначально громоздкая и многоступенчатая структура НИИ-88 MB просуществовала до 1950 г., когда по предложению нового директора НИИ-88 MB K.H. Руднева, было организовано вместо ЦКБ два опытно-конструкторских бюро (ОКБ-1, ОКБ-2) с опытными производствами. ОКБ-1 НИИ-88 MB, занимавшееся разработкой комплексов с ракетами дальнего действия, возглавил С.П. Королев, а ОКБ-2, занимавшееся комплексами с зенитными ракетами К.И. Тритко. После образования специального комитета по зенитному ракетному вооружению, возглавляемого Л.П. Берия, тематика по разработке этого вооружения с НИИ-88 MB была снята, а ОКБ-2 НИИ-88 MB было ликвидировано.

В начале 1956 г. ОКБ-1, возглавляемое С.П. Королевым, с опытным заводом № 88, возглавляемым Р.И. Турковым, было выделено из состава НИИ-88 MB, подчиненным Седьмому Главному управлению (начальник С.И. Ветошкин) Министерства вооружения, а начальником НИИ-88 MB стал М.К. Янгель, с 1953 г. работавший начальником отдела управления ОКБ-1.

Именно с этого момента началась наиболее плодотворная деятельность ОКБ-1, возглавляемого С.П. Королевым. В 1957 г. был создан первый в мире боевой ракетный комплекс с межконтинентальной баллистической ракетой Р-7, явившийся научно-технической базой создания первых ИСЗ и первых пилотируемых космических кораблей.

В конце августа 1946 г. с группой советских специалистов и комплектом документации по БРДД Фау-2 на немецком языке я был направлен по указанию С.П. Королева в НИИ ПМ-88 для переработки на русский язык. Сразу пришлось столкнуться с рядом трудностей: с препятствием междуведомственной системы разработки этой документации на русском языке; с отсутствием отечественных конструкционных материалов, примененных немцами, и наших стандартов на "покупаемые" изделия, принятые в немецкой документации. Наиболее трудно давалось согласование системы документации на русском языке. Это усложнялось тем, что каждое министерство имело собственную систему документации. Так Министерство вооружения работало по системе ТУ ГАУ Министерства вооруженных сил, а Министерство авиационной промышленности по системе, близкой к документации по БРДД Фау-2 на немецком языке.

В конце концов был подписан межведомственный протокол организаций, участвовавших в разработке этой документации. В результате на опытном заводе № 88 НИИ-88 МВ была собрана серия БРДД Фау-2 из узлов и агрегатов, изготовленных на немецких заводах, но укомплектованных на отечественных заводах министерств, участвовавших в этих работах. Эти ракеты при участии немецких ракетчиков, прибывших в нашу страну в феврале 1947 г., прошли летные испытания на ГЦП в Капустином Яру. Первый пуск ракеты Фау-2 этой партии был произведен в октябре 1947 г. По результатам этих испытаний был создан первый советский БРК с БРДД Р1 с максимальной дальностью 300 км при массе заряда 1000 кг тротила и принят на вооружение Советской армии в 1949 г. В 1951 г. был принят второй советский БРДД Р2, имевший максимальную дальность стрельбы 600 км при весе боевого заряда 1000 кг тротила.

Ракеты Р1 и Р2 были освоены в производство на ракетостроительном заводе в Днепропетровске (созданном на базе минского автозавода), директором которого стал Л.Н. Смирнов (правильно Л. В. Смирнов), а главным конструктором серийного конструкторского бюро - B.C. Будник, бывший заместитель С.П. Королева в ОКБ-1.

После выделения ОКБ-1 в 1956 г. из НИИ-88 MB были приняты на вооружение боевые ракетные комплексы с БРДД Р5, имевшие максимальную дальность 1200 км при массе боевого заряда 1000 кг тротила и с БРДД Р11, с ЖРД конструкции главного конструктора A.M. Исаева. Ракета Р11 была модифицирована для боевого ракетного комплекса подводных лодок ВМФ и также принята на вооружение. Ракеты Р11 и Р11ФМ были освоены в производство на заводе Министерства вооружения в Уружумке (близ г. Миасс на Урале), а ракеты Р5 на заводе в Днепропетровске, где на базе СКБ, под руководством B.C. Будника было организовано ОКБ "Южное", руководимое М.К. Янгелем.

В это же время разрабатывалась и межконтинентальная баллистическая ракета Р7. После смерти И.В. Сталина техническое задание на ракету Р7 было пересмотрено с целью увеличения массы полезной нагрузки, соответствующей массе термоядерного заряда, созданного в то время по предложению В.А. Малышева, министра среднего машиностроения и заместителя Председателя Совета министров СССР.

3. О РОЛИ И ЗНАЧЕНИИ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ С.П. КОРОЛЕВА В РАЗВИТИИ ОТЕЧЕСТВЕННОЙ РКТ В НАЧАЛЬНЫЙ ПОСЛЕВОЕННЫЙ ПЕРИОД

Мне кажется, что роль и значение деятельности С.П. Королева в первый послевоенный период еще по настоящему не оценены. Выше была отмечена его роль при изучении достижений немецких ракетчиков. К исполнению своих непосредственных обязанностей Главного конструктора и начальника отдела № 3 ОКБ НИИ-88 НКВ С.П. Королев приступил в 1947 г., когда вернулся после завершения всех дел в институте "Нордхаузен", связанных с развертыванием работ по ракетной технике в нашей стране. Одновременно с ним прибыла группа немецких специалистов из этого института во главе с Г. Гретрупом, которых разместили в филиале НИИ-88 в Городомле.

По идее С.П. Королева в Германии на заводе в г. Гота (Тюрингия) были изготовлены два спецпоезда (один для Наркомата обороны, другой для НИИ-88 НКВ), сыгравшие большую роль в проведении запусков ракет Фау-2 в Капустином Яру и первых МБР-Р7 в Байконуре.

Сразу же по приезде С.П. Королев со свойственной ему энергией включился в организацию летных испытаний десяти ракет Фау-2 в Капустином Яру. Научно-исследовательские работы, проведенные под руководством С.П. Королева, показали, что БРДД типа Фау-2 можно разделить на две основные части: ракетную, конструкция которой воспринимает нагрузки, действующие на активном участке траектории, и на отделяемую в конце активного участка траектории головную часть, где размещается боевой заряд, и ее конструкция воспринимает нагрузки, действующие на нее по всей траектории движения к цели. Приняв это, коллектив ОКБ-1 под руководством С.П. Королева при некотором форсировании двигателя ракеты Фау-2 разработал конструкцию БРДД с дальностью стрельбы 600 км практически при той же точности попадания, что и у ракеты P1.

БРК с БРДД Р2 был принят на вооружение Советской армии в 1961 г (правильно в 1951 г). Проведенные научно-исследовательские работы показали также, что межконтинентальную дальность полета автоматически управляемых ракет можно достичь при помощи двухступенчатых комбинированных ракет с крылатой второй ступенью, снабженной ПВРД. Эти ракеты существенно отличаются их системами управления. Если двухступенчатая БРДД управляется только на коротком активном участке, то комбинированная двухступенчатая ракета с крылатой второй ступенью, снабженной ПВРД, должна управляться на всей траектории движения ракеты к цели. В системе управления БРДД ясны были направления обеспечения точности попадания при стрельбе на межконтинентальные дальности, а обеспечение точности попадания комбинированной ракеты с крылатой второй ступенью, снижающей ПВРД, эти направления в то время были еще проблематичны.

В силу этого и по ряду других причин С. П. Королев взялся за разработку двухступенчатой БРДД, а комбинированную ракету с крылатой второй ступенью, с материалами по ПВРД и вместе с большим заделом, имевшимся в ОКБ-1 и группой энтузиастов этого направления, передал в Министерство авиационной промышленности, где выдали задание о разработке подобных ракет двум ведущим конструкторским бюро - ОКБ, руководимому С.А. Лавочкиным и ОКБ, руководимому В.М. Мясищевым (проекты "Буря" и "Буран"). При проведении всех работ выяснилась возможность создания простой одноступенчатой БРДД на существующей экспериментально-производственной базе, обеспечивающей практически те же задачи на европейском театре военных действий, что и разрабатываемая БРДД РЗ.

При разработке этой ракеты выявилось, что придется решать те же научно-технические проблемы, что и при создании двухступенчатой БРДД с межконтинентальной дальностью полета, обеспечивающей доставку боевых зарядов до нужной цели. Необходимо было решать научно-техническую проблему входа отделяемой головной части (ОГЧ) в плотные слои атмосферы у цели, проблемы, связанные с созданием более мощных ЖРД, и ряд других проблем.

С целью ускорения создания БРДД с межконтинентальной дальностью полета, обеспечивающей достижение цели, С.П. Королев вышел с предложением о прекращении работ по БРДД РЗ. Это предложение, несмотря на возражения некоторых руководящих работников, было принято, и в соответствии с Постановлением СМ СССР была начата разработка МБР Р7 7-го варианта с L_max = 8000 км при М_огч=3000 кг. А вместо БРДД РЗ была начата разработка БРДД Р5 с L_max = 1200 км при М_огч= 1000 кг.

После смерти И.В. Сталина, по предложению В.А. Малышева, требования к МБР Р7 и БРДД Р5 были пересмотрены. Масса ОГЧ МБР Р7 была увеличена до 5500 кг, а масса ОГЧ БРДД Р5 должна была обеспечить размещение созданного заряда.

При проходивших летных испытаниях БРДД Р11 было принято решение оснастить ее таким же атомным зарядом. БРДД Р5М с атомным зарядом впервые в мире была запущена в Капустином Яру в октябре 1955 г. и принята на вооружение Советской армии в апреле 1956 г., а БРК с БРДД Р11М был принят на вооружение в апреле 1956 г.

Это был первый советский мобильный БРК с БРДД и ЖРД, работающий на высококипящих компонентах топлива. Модификация этой ракеты ПФМ была принята на вооружение подводных лодок ВМФ.

БРДД Р5М явилась первой советской статически неустойчивой ракетой на активном участке траектории, что позволило отказаться от тяжелой конструкции хвостового оперения и снабжения новыми высокоэффективными органами управления (газостойкими и воздушными рулями новой формы). Для ускорения создания МБР Р7 были созданы две модификации Р5М - М5РД и Р5Р, на которых в летных условиях в Капустином Яре были испытаны системы МБР Р7 и новые наземные системы определения параметров движения МБР Р7 на активном участке траектории (фото-кинотеодолитные и радиотехнические системы).

Для летных испытаний МБР Р7 в короткие сроки был создан новый ракетодром, получивший в дальнейшем название Байконур, так как ГЦП в Капустином Яру не удовлетворял требованиям летных испытаний ракеты Р7. Летно-конструкторские испытания МБР Р7 были начаты 15 мая 1957 г. и сложились не совсем удачно. Только на четвертом пуске МБР Р7 был преодолен активный участок траектории и набрана необходимая скорость для достижения цели, но ОГЧ при входе в плотные слои атмосферы у цели разрушилась. Для определения этих причин разрушения требовалось время, и по предложению С.П. Королева было принято решение о запуске простейшего спутника (получившего название ПС-1) в ходе летно-конструкторских испытаний ракеты Р7 и наборе статистики полетов этой ракеты на активном участке траектории.

Этому способствовали следующие обстоятельства:

1. Широко разрекламированное заявление США о намерении запуска ИСЗ в конце 1957 г. массой около 10 кг по программе "Авангард".

2. Запаздывание поставок научной аппаратуры на ИСЗ массой 1327 кг при массе научной аппаратуры 968 кг, запроектированной одновременно с МБР Р7 второго этапа.

3. Желание руководства страны не отставать от США и доказать миру, что СССР проводит летные испытания МБР с дальностью, обеспечивающей доставку до территории США боевого заряда.

Предложение С.П. Королева было принято. В короткий срок такой спутник был создан и запущен 4 октября 1957 г. Мало кто ожидал, что этот запуск так повлияет на дальнейшую историю человечества.

Н.С. Хрущев понял, что запуск такого спутника можно использовать в пропагандистских целях и дал задание С.П. Королеву к 40-й годовщине Октября повторить такой запуск. Но он не захотел повторять ПС-1 и использовал задел от запуска геофизических ракет для второго простейшего спутника ПС-2 и материальную часть. Спутник ПС-2 с собакой "Лайкой" и неотделяемой второй ступенью МБР Р7, массой 503 кг 3 ноября 1957 г. был запущен. Спутник-лаборатория, запроектированный одновременно с МБР Р7, был запущен в мае 1958 г.

США запустили свой спутник в декабре 1957 г., но не по разрекламированной программе "Авангард", а при помощи ракеты "Юпитер-С", которую разработала группа немецких специалистов в г. Хантсвиль под руководством Вернера фон Брауна. Причина разрушения ОГЧ при входе в слои атмосферы у цели при запуске Р7 стала нам понятной. Запуск МБР Р7, при котором ОГЧ достигла цели без разрушения, состоялся в 1959 г. В 1962 г. БРК с МБР Р7 была принята на вооружение Советской армии.

После третьего запуска ИСЗ-лаборатории появилась необходимость увеличения массы полезной нагрузки, выводимой на околоземную орбиту для спутников различного назначения и на межпланетные траектории автоматических космических аппаратов (АКА) к планетам солнечной системы и к Луне. Исследования показали, что при помощи двухступенчатой МБР Р7 это невозможно, но можно осуществить при создании для нее третьей ступени. Такая ступень с ракетным блоком "Е" была разработана ОКБ-1 на базе ЖРД с камерой сгорания, аналогичной управляющей камере сгорания МБР Р7. Такой ЖРД в короткий срок был создан ОКБ-1 и ОКБ МАП под руководством С.А. Косберга в Воронеже и получил индекс РО5. В дальнейшем коллектив ОКБ МАП освоил и камеру сгорания ОКБ-1, и ЖРД с такой камерой сгорания получил индекс РО7. Трехступенчатые ракето-носители с ракетным блоком "Е", получившие в дальнейшем название ракет-носителей "Восток" были использованы для тяжелых ИСЗ первого поколения и автоматических космических аппаратов (АКА) с неправильным разгоном на активном участке траектории.

При помощи этой трехступенчатой ракеты-носителя с ракетным блоком "Е" был выведен 12 апреля 1961 г. пилотируемый космический корабль с Ю.А. Гагариным. Это был первый в мире полет человека в космос, чем был окончательно подорван престиж США как передовой капиталистической страны в научно-техническом отношении.

Основными причинами этого, на мой взгляд, явилось:

1. Недооценка США возможностей СССР на концентрацию всех сил для создания МБР Р7 с термоядерным зарядом, достигающей ее территории.

2. Создание такой тяжелой МБР, ставшей научно-технической основой ракет-носителей для выведения первых советских ИСЗ и первого советского человека в космос.

3. Нездоровая конкуренция военно-промышленных корпораций США, лоббируемых ВВС, ВМФ и армией, позднее подключение к работам по запуску ИСЗ немецких специалистов и отсутствие координирующего лунного органа NASA, появившегося позднее.

4. Работы по созданию и выведению на ОИСЗ первого ИСЗ, а также по БРК с БРДД велись в США не одновременно, были разорваны. Встретившиеся трудности в эксплуатации БРК с МБР Р7, связанные с большим временем, количеством людей, участвующих в подготовке к пуску, с большим испарением жидкого кислорода при транспортировке с заводов-изготовителей, хранении и заправке - все это вызвало необходимость устранения этих недостатков.

В ОКБ-1 МОП под руководством С.П. Королева был создан БРК с МБР Р9, лишенный этих недостатков и был принят на вооружение Советской армией в 1962 г. Время подготовки ракеты к пуску БРК с МБР Р9 было уменьшено примерно в 8-10 раз по сравнению со временем подготовки БРК с МБР Р7, потери кислорода снижены в 500 раз (практически без потерь, с малой затратой электроэнергии), заправка стала полностью автоматизированной и т.д.

Был создан как открытый, так и защищенный к ракетно-ядерному нападению противника БРК (ШПУ). Дальнейшее повышение боеготовности и защищенности БРК с БРДД можно было достичь точно с БРДД с ЖРД, работающими на высококипящих, хранимых в баках ракетных топлив или БРДД с ракетными двигателями с твердым топливом (РДТТ).

С.П. Королев понимал, что в ракетно-космических комплексах не требуются высокая защищенность и постоянная боеготовность, а необходима высокая экономичность (высокие удельные тяги), поэтому криогенные компоненты (жидкий кислород и водород) найдут широкое применение. Этим он руководствовался во всей последующей деятельности по созданию ракетно-космической отрасли.

Ярким свидетельством этому является опыт создания МБР Р7 с ЖРД на нетоксичных и дешевых компонентах, жидком кислороде и керосине при создании 11 модификаций ракет-носителей. Королев понимал, что БРК с ракетами, оснащенными РДТТ, принадлежит будущее, поэтому последние годы он посвятил свою деятельность созданию в нашей стране высокоэффективных ракетных топлив и БРК с такими ракетами. Первый БРК с МБР-РТ-2 был создан в ОКБ-1 MOM и поставлен на вооружение Советской армии в 1971 г., к сожалению, уже после его кончины.

Параллельно с созданием БРК с МБР Р9 в ОКБ-1 МОП разрабатывался новый ракетно-космический комплекс (РКК) с ракето-носителем H1 первого варианта для выведения тяжелых ИСЗ массой до 75 т. При разработке этого РКК с ракетой H1 первого варианта академик В.П. Глушко отказался от разработки ЖРД на нетоксичных и дешевых жидком кислороде и керосине.

С.П. Королев был вынужден обратиться к генеральному конструктору авиационной промышленности Н.Д. Кузнецову. Коллектив ОКБ-25 МАП, руководимый Н.Д. Кузнецовым, имел большой опыт разработки турбореактивных авиационных двигателей, но никогда не разрабатывал ЖРД и не имел для этого экспериментально-производственной базы. Н.Д. Кузнецов дал согласие на разработку и создание ЖРД, работающих на жидком кислороде и керосине для ракето-носителя H1 первого варианта.

В 1961 г. после запуска в космос Ю.А. Гагарина президент Дж. Кеннеди обратился в Конгресс США с внеочередным посланием "О необходимости высадки американских астронавтов на Луну и возвращения их на Землю до 1970 г." Он запросил на это мероприятие 40 млрд долларов (в то время как самый дорогой проект по созданию атомной бомбы обошелся американским налогоплательщикам около 3 млн). Это предложение было одобрено Конгрессом, так как оно возвращало США престиж, потерянный в результате запуска в СССР первых ИСЗ и первого космонавта.

Для решения этой задачи была выбрана однопусковая схема полета к Луне и разработана специальная программа "Сатурн-V-Аполлон" с возвращением на Землю со второй космической скоростью. К этим работам были привлечены немецкие ракетчики в г. Хантсвиле во главе с Вернером фон Брауном. Когда стало известно, что США остановились на однопусковой схеме полета к Луне, руководство нашей страны дало задание на разработку подобных проектов трем ведущим ОКБ, руководимыми С.П. Королевым (ОКБ-1 МОП), М.К. Янгелем (ОКБ-572 МАП), В.Н. Челомеем (ОКБ-2 МАП), по разработке ракет-носителей, обеспечивающих однопусковую экспедицию на Луну и ее возвращение на Землю со второй космической скоростью.

В результате был выбран проект Н1-ЛЗ, разрабатываемый ОКБ-1 МОП на базе ракето-носителя Н1 первого этапа, уже разработанного этим ОКБ и запущенного в производство на заводе "Прогресс" в Куйбышеве (теперь Самара). Были введены изменения в конструкцию этой ракеты-носителя с целью увеличения массы полезной нагрузки, вводимой на ИСЗ, с 75 т до 92-95 т, что необходимо для высадки на Луну одного космонавта и его возвращения на Землю в спускаемом аппарате, находящемся в лунном орбитальном корабле (ЛОК) на орбите искусственного спутника Луны с другим космонавтом.

Главными факторами при принятии этого решения были экономия средств, сил и, безусловно, желание опередить США. К сожалению, одновременно было принято решение о параллельной и независимой программе облета Луны одним космонавтом при помощи модификации ракеты УР500, разработанной ОКБ-52 МАП под руководством В.Н. Челомея, заместителем которого был сын Н.С. Хрущева.

Уже тогда было ясно, что программа Н1-ЛЗ хуже программы "Сатурн-V-Аполлон" и была начата разработка более совершенных проектов. С.П. Королев понимал, что судьба программы Н1-ЛЗ зависит от затрачиваемых средств и сил, которые могли выделить в то время наша страна. С целью снижения этих затрат он предложил начать отработку программы Н1-ЛЗ с создания самостоятельно ракето-носителей на базе верхних ступеней РКК Н1-ЛЗ и ракетой-носителем H11. На базе ракетных блоков "Б, В, Г" и лунного облетного комплекса, состоявшего из ракетного блока "Д" и ЛОК от Н1-ЛЗ, предполагалось осуществить облет Луны двумя космонавтами с возвращением их на Землю с второй космической скоростью. Для отработки дальнего управления (ДУ) этих ракетных блоков могут быть использованы существующие стенды.

Для снижения затрат С.П. Королев отказался от наземных стендовых комплексных испытаний ДУ ракетного блока "А" и от строительства специального нового дорогостоящего необходимого для этого стенда, заменив их испытаниями специальных экспериментальных установок с одиночными ЖРД с трубопроводом и арматурой ДУ ракетного блока "А". Но такой план отработки Н1-ЛЗ не был принят вышестоящим руководством и до 1967 г. разрабатывались две независимые программы.

Только в конце 1964 г. С.П. Королеву удалось доказать вышестоящему руководству целесообразность использования в программе облета Луны на базе УР500 лунного комплекса, состоящего из ракетного блока "Д" и модификации лунного орбитального корабля от программы Н1-ЛЗ. Так родилась программа УР500 КМ, обеспечивающая облет Луны двумя космонавтами с возвращением на Землю со второй космической скоростью.

К сожалению, ответственность за осуществление и этой программы была возложена на ОКБ-1 МОП. С.П. Королев понимал, что выполнение этой программы и других работ, порученных ОКБ-1 МОП ему не под силу при существующей организации и кооперации всех работ между многочисленными министерствами. Работа была необъятная, но, к сожалению, в начале января 1966 г. С.П. Королев неожиданно скончался.

Приходится только удивляться, что за такой короткий срок деятельности по созданию первых БРК и РКК им было сделано так много для завоевания престижа нашей страны в изучении и использовании космоса. Не следует забывать, что в самые плодотворные годы жизни он был репрессирован. Вероятно, поэтому С.П. Королев так торопился жить и работать.

Несмотря на тяжелейшие условия послевоенного времени и тоталитарный режим, С.П. Королев добился выдающихся результатов своей деятельности, которая, несомненно, отвечала интересам страны. Необходимо было создание транспортных средств, обеспечивающих транспортировку боевого заряда до территории США. В то время у нас их не было, а наши основные города были досягаемы самолетами с военновоздушных и военноморских баз "бывших союзников", расположенных на границах нашей Родины.

Успех послевоенной деятельности С.П. Королева зависел также от двух основных особенностей его характера. Он был мастером принятия компромиссных решений, которые удовлетворяли всех участников реализации этих решений. Он был и мастером реализации этих компромиссных решений, требующим безусловного их выполнения.

Ему принадлежит идея создания "Совета главных конструкторов" с привлечением руководителей предприятий и министерств. Решения этого авторитетного совета были обязательны для исполнения всеми.

С.П. Королев был Главным среди Главных конструкторов, хотя его никто на эту должность не назначал. Он первым понял, что с помощью ракет с ЖРД можно существенно расширить наши знания о вселенной и использовать их для улучшения условий жизни людей на Земле. Все это уже принадлежит истории и в дальнейшем необходимо проанализировать истинную роль деятельности академика С.П. Королева в первый послевоенный период развития отечественной космонавтики.

4. О РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ КОМПЛЕКСАХ (РКК) Н1-ЛЗ И УР500К-Л1

Назначением РКК Н2-ЛЗ была высадка космонавта на Луну и возвращение его на Землю вместе с другим космонавтом, ожидавшим его на окололунной орбите в ЛОК на Землю. Ракетно-космический комплекс Н1-ЛЗ состоял из ракеты-носителя H1 второго варианта с увеличенными начальной массой ракетных блоков и их тягой и лунного ракетного комплекса (ЛРК). Ракета-носитель H1 имела трехступенчатую конструктивно-компоновочную схему с поперечным делением ступеней с ракетными блоками, имеющими многодвигательные установки. Эта ракета-носитель отличалась от ракеты-носителя "Сатурн-V" рядом иных проектно-конструкторских решений. Так моноблочные баки со сферическими днищами ракетных блоков были подвешены к каркасам этих блоков и воспринимали только внутренние нагрузки, а внешние нагрузки воспринимали каркасы этих блоков.

Изготовление нетранспортабельных моноблочных баков ракетных блоков производилось на космодроме в Байконуре из транспортабельных элементов конструкции этих баков, изготавливаемых на специализированных заводах в Куйбышеве. Сборка и испытания ракетных блоков, состоявших из нетранспортабельных моноблочных баков и других транспортабельных элементов конструкции этих блоков (одиночных ЖРД трубопроводов, арматуры, приборов и др.), сборка и испытания ракеты-носителя H1 в целом также производилась на космодроме в Байконуре.

Управление первой и второй ступенью ракеты-носителя H1 производилось рассогласованием тяг противоположных жестко-закрепленных одиночных ЖРД, двигательных установок ракетных блоков "А" и "Б". Применение избыточности тяги ракетных блоков, контроль за правильностью функционирования одиночных ЖРД двигательных установок этих блоков и выключения при их аварийном функционировании при помощи специальной системы контроля работы одиночных ЖРД (система "КОРД") обеспечивала требуемую надежность многодвигательных установок.

Лунный ракетный комплекс состоял из ракетных блоков "Г" и "Д",. лунного орбитального корабля с ракетным блоком "И", лунного корабля с ракетным блоком "Е", лунным посадочным устройством (ЛПУ), системы аварийного спасения (САС) и обтекателем, сбрасываемым на активном участке траектории.

Ракетный блок "Г" был предназначен для сообщения ЛРК скорости близкой к второй космической, ракетный блок "Д" - для выведения ЛОК с ракетным блоком "И" и ЛК с ракетным блоком "Е" и ЛПУ на окололунную орбиту и основного торможения ЛК с ракетным блоком "Е" и ЛПУ - при прилунении.

Окончательное торможение, прилунение и взлет с Луны должен был производиться при помощи ракетного блока "Е". Ракетный блок "И" обеспечивал ЛОК сход с окололунной орбиты и коррекцию орбиты при возвращении его к Земле. Возвращение космонавтов на Землю должно производиться в спускаемом аппарате, входящем в состав ЛОК торможением второй космической скорости в атмосфере Земли. Назначением ракетно-космического комплекса УР500К-Л1 являлся облет Луны двумя космонавтами с возвращением на Землю с второй космической скоростью. Он состоял из одноразовой трехступенчатой ракеты-носителя с поперечным делением ступеней УР500К и лунного облетного комплекса. Трехступенчатая ракета-носитель УР500К была разработана на базе двухступенчатой ракеты ОКБ-52 МАП под руководством В.Н. Челомея. Лунный облетный ракетный комплекс состоял из модернизированного ракетного блока "Д" РКК Н1-ЛЗ и облетного корабля 7К-Л1, являющегося модификацией ЛОК РКК Н1-ЛЗ.

Задача облета Луны проще, чем высадка экспедиции на Луну. Для высадки одного космонавта на Луну при возвращении его на Землю через ожидающий его ЛОК с другим космонавтом требовалось выведение полезной нагрузки в пять раз большей, а следовательно, и значительно более дорогой, чем при облете Луны двумя космонавтами с посадкой их Землю с второй космической скоростью. Этим, очевидно, и объясняется причина приоритета РКК, обеспечивавшего облет Луны до 1964 г., когда стало ясно, что мы не осуществим это раньше США.

"Лунная гонка" началась в 1961 г, после внеочередного послания президента США Дж. Кеннеди "О необходимости высадки американских астронавтов на Луну и возвращение их на Землю до 1970 г.", о чем было сказано выше.

Почему США на Луну надо было попасть до 1970 года? Потому, что они могли в то время и в такие сроки выделить огромные средства, что было невозможным в нашей стране, обескровленной войной и вложившей большие средства на создание первой в мире межконтинентальной ракеты Р7, создание на ее базе ракет-носителей и космических аппаратов, обеспечивших выведение на околоземную орбиту первых ИСЗ и первого человека.

Тем не менее, наша страна подключилась к этой гонке с целью сохранения достигнутого престижа в изучении и освоении космоса.

Были приняты, к сожалению, две независимые программы изучения и освоения Луны. Программа облета Луны одним космонавтом и возвращением его на Землю, возглавляемая В.Н. Челомеем, и программа высадки одного космонавта на Луну, с возвращением его вместе с другим космонавтом на Землю, ожидавшим его на орбите Луны в лунном орбитальном корабле (ЛОК), возглавляемая С.П. Королевым. До 1964 г. приоритет отдавался первой программе. Только в конце 1964 г. после жарких споров С.П. Королеву удалось доказать необходимость использования хотя бы частично элементов второй программы.

Так родилась программа УР500К-Л1, использовавшая ракетный блок "Д" и модифицированные ЛОК от второй программы, обеспечивавшей облет Луны двумя космонавтами с возвращением их на Землю с второй космической скоростью. Но в январе 1966 г. С.П. Королев неожиданно скончался, и ОКБ-1 MOM пришлось вести работы по обеим программам. Только в 1966 г. вышло постановление о кооперации работ по второй программе. Время было упущено, появились симптомы, что США опережают нас в "Лунной гонке".

В середине 1968 г. США облетели Луну по программе "Сатурн V -Аполлон" более сложной, чем облет Луны по программе УР500К-Л1. Последняя программа в конце 1969 г., была закрыта, хотя четыре автоматически управляемых АКА "Зонд", аналоги корабля 7К-Л1, в основном выполнили программу полета и успешно возвратились на Землю с второй космической скоростью. Космонавты к полету пилотируемых полетов 7К-Л1 были подготовлены, и можно было переходить к пилотируемым полетам по программе УР500К-Л1.

Но программа УР500К-Л1 была закрыта, так как США опередили нас, интерес руководства страны к облету Луны был потерян. Задел по этой программе был использован при создании первых долговременных орбитальных станций ДОС "Салют".

Через несколько лет в начале 1974 г. такая же участь постигла и программу Н1-ЛЗ. Мотивация была та же: США опередили нас в "Лунной гонке". В середине 1969 г. астронавты США первыми высадились на Луну и успешно возвратились на Землю.

Уже с первых дней "Лунной гонки" было ясно, что программа "Сатурн-V-Аполлон" была лучше программы Н1-ЛЗ. Она обеспечивала высадку на Луну двух астронавтов и возвращение с окололунной орбиты на Землю трех астронавтов, а программа Н1-ЛЗМ - только одного космонавта на Луну и возвращение с окололунной орбиты двух космонавтов. Но стратегия быть первыми при меньших затратах заставила наше руководство вести сравнение по двум программам. Сразу же после первой высадки астронавтов США была разработана программа Н1-КМ более совершенная, чем "Сатурн-V-Аполлон" с использованием задела Н1-ЛЗ, но с более поздними сроками ее осуществления.

Это, так называемая двухпусковая программа, когда первым пуском выводилась на окололунную орбиту беспилотная часть, а вторым пуском - часть с космонавтами, которые все высаживались на Луну. Эти две части стыковались на окололунной орбите и обеспечивали высадку всех космонавтов. В случае, если стыковка этих частей на окололунной орбите не произойдет, космонавты возвращаются на Землю. Эта двухпусковая схема высадки экспедиции обладает существенно лучшими характеристиками, чем программа "Сатурн-V-Аполлон": во-первых, увеличивалось число космонавтов и масса аппаратуры, доставляемых на Луну; во-вторых, повышалась безопасность осуществления экспедиции космонавтов на Луну; в-третьих, обеспечивалась возможность высадки космонавтов в любом районе Луны; в-четвертых, обеспечивалась возможность возвращения космонавтов на Землю в любой момент времени, в случае надобности, без стыковки на окололунной орбите.

Но такую программу можно было осуществить позднее американцев, не ранее 1976-78 гг. Эта программа не была принята, а задел по программе Н1-ЛЗ практически был уничтожен. Основными причинами нашего проигрыша в соревновании с США в "Лунной гонке" являлись:

1. Недостаточное и своевременное финансирование и выделение производственных мощностей на программу Н1-ЛЗ по сравнению с финансированием и выделением производственных мощностей, выделяемых США на программу "Сатурн-V-Аполлон".

2. Нерациональное расходование выделяемого финансирования и производственных мощностей на две независимые программы по облету Луны и экспедиции на нее.

3. Запоздалое развертывание работ по экспедиции на Луну нашей страной, связанное с неверием в возможности руководства США мобилизовать народ на соревнование в "Лунной гонке".

4. Отказ академика В.П. Глушко от разработки кислородно-керосиновых ЖРД ракеты-носителя H11 первого этапа.

5. Недостатки в организации работ по программам, связанным с "Лунной гонкой". Отсутствие в СССР такой авторитетной и квалифицированной в научно-техническом отношении организации, подобной NASA в США.

6. Малое время, отведенное ОКБ-213 МАП под руководством Н.Д. Кузнецова, по созданию кислородно-керосиновых ЖРД для Н1-ЛЗ.

7. Недооценка научно-технической сложности Н1-ЛЗ, некоторые ошибки, допущенные в конструкции ракетных блоков Н1-ЛЗ (особенно в ракетном блоке "А").

В заключение мне хотелось бы поделиться некоторыми соображениями о дальнейшем развитии РКТ. Уже при достигнутом уровне трудно назвать отрасль науки и народного хозяйства, которые не были бы заинтересованы в ее применении для своих целей.

В интересах науки использование РКТ дает возможность совершенствования наших знаний о вселенной, о солнечно-земных связях, о процессах, происходящих в Земле и ее атмосфере.

В интересах народного хозяйства РКТ может оказать существенную помощь в решении проблем и задач, уже возникших перед человечеством, связанных с его выживанием на Земле (экологических, энергетических, природно-ресурсных и т.д.), в особенности тех, которые не решаются при помощи традиционных земных технологий.

Главным тормозом применения РКТ является ее дороговизна. Основным направлением снижения стоимости применения РКТ является создание новой РКТ многоразового применения с большим ресурсом ее работы и рациональным соотношением автоматических и пилотируемых средств при изучении использования космоса в интересах науки и народного хозяйства.

К сожалению, современная РКТ создана на основе одноразовой военной техники. В создании новой РКТ многоразового применения военные ведомства практически не заинтересованы, поэтому дальнейшее финансирование для совершенствования РКТ должно проводиться независимо от них. Мне не понятно увлечение длительными пилотируемыми полетами и кажется, что это преждевременно. Такие полеты оправдываются при межпланетных перелетах и, вероятно, в случае, если бы человечество покидало Землю. Для решения насущных проблем и задач, связанных с выживанием человечества на Земле, использование автоматических РКТ более эффективно (по экспертным оценкам в более 80% случаев), а следовательно, и более экономично.

Неудачный опыт создания многоразовых транспортных ракетных средств выведения на околоземную орбиту (проекты "Спейс-Шаттл" в США, "Энергия-Буран" в СССР) не должны быть поводом обоснования невозможности создания экономически совершенных многоразовых средств выведения, создание таких средств во всем мире продолжается. Даже при создании такой экономичной многоразовой РКТ использование этой техники для дальнейшего изучения и использования космоса для решения земных проблем связано с большими расходами, которые не под силу отдельным государствам.

Поэтому эта область деятельности человечества должна стать ареной расширения международного сотрудничества. Нужно, чтобы была разработана международная программа дальнейшего изучения и использования космоса на длительный период с дальнейшим ее уточнением по результатам прогресса деятельности человечества на Земле.

Должны быть четко сформированы цели и задачи, последовательное их решение и степень участия различных стран в решении этих проблем. Необходим строгий международный контроль за дальнейшим изучением и использованием космоса только в мирных целях. Уже сегодня можно говорить о возможности и целесообразности создания международной ПРО, исключающей отдельные пиратские запуски ракет с ядерными зарядами, для сохранения мира на Земле.

ОСНОВНЫЕ ЗАКОНОМЕРНОСТИ РАЗВИТИЯ РАКЕТ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
Г.Ю. Мазинг

В данном разделе рассматриваются основные закономерности развития ракет на твердом топливе на основании анализа истории этого направления техники до окончания второй мировой войны, изложенной в предыдущих разделах.

Отправной позицией данного анализа служит обобщающее положение, что всякий технический объект является, с одной стороны, предметом, используемым для каких-то практических целей, с другой стороны - воплощением ряда научных и технических идей и решений. Поэтому в настоящее время в науковедении при исследованиях развития техники применяют два вида критериев:

- критерии развития, оценивающие совершенство объекта с чисто технической стороны, его техническую новизну, "внутреннюю логику" его развития;

- критерии эффективности, оценивающие степень пригодности объекта для использования по его целевому назначению.

Анализ основных закономерностей развития любого объекта техники строится на общеметодологической основе диалектики, однако законы диалектики для каждого из них имеют свое конкретное выражение в соответствии с его физической природой и принципиальными конструктивными особенностями. Выявление специфических форм проявления общих диалектических законов в развитии того или иного технического направления является важнейшим элементом решения поставленной задачи.

КРИТЕРИИ РАЗВИТИЯ РАКЕТ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ

Для ракет на твердом топливе выбор таких критериев вытекает из рассмотрения двух основных категорий ее показателей: энергетических и массово-конструктивных.

Основной энергетической характеристикой ракеты на твердом топливе является удельный импульс тяги J_y ее двигателя. Напомним, что на начальном этапе развития теории РДТТ в качестве энергетической характеристики ракетного двигателя пытались представить работу, производимую тягой двигателя при разгоне ракеты.

Развитие отечественных образцов ракетной техники на бездымном порохе представило весьма убедительный пример несостоятельности данной характеристики.

Ниже в таблице приведены некоторые данные трех образцов, разработанных на основе одного и того же двигателя РСМ-13 с массой порохового заряда 7,15 кг. На основе этих данных были подсчитаны значения mv/2 для каждого из образцов. В нижней графе таблицы приведены значения работы, отнесенные к таковой для М-13. Из таблицы следует, что в зависимости от массы боевой части, работа, выполненная одним и тем же двигателем, меняется в весьма широких пределах. Для М-20 она составляет 76%, для М-30 - 58% от работы тяги для снаряда М-13.

Характеристика	Образец
Характеристика	М-13	М-20	М-30
Калибр, мм	132	132	300
Масса боевой части, кг	21,3	36,4	52,4
Масса окончательно снаряженного образца, кг	42,5	58	76
Максимальная скорость, м/с	355	260	195
Относительная работа	1,0	0,758	0,584

Величина же удельного импульса тяги во всех случаях, а также и при стендовых испытаниях, остается одинаковой. J_у является единственной энергетической характеристикой, которая входит в зависимость для расчета тангенциальной скорости ракеты в конце активного участка траектории. Поэтому использование J_у, как одного из критериев развития ракеты на твердом топливе, представляется вполне правомерным.

В качестве основной массово-конструктивной характеристики РДТТ используют коэффициент массового совершенства двигателя a = М_кд/М_т - отношение массы конструкции двигателя и массы топлива.

Важнейшие технические решения, определявшие главные этапы развития ракеты на твердом топливе, были связаны с оптимизацией комплекса J_y и a.

ИСТОЧНИКИ И "ВНУТРЕННЯЯ ЛОГИКА" РАЗВИТИЯ РАКЕТ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ

При рассмотрении истории развития ракет на твердом топливе обращает на себя внимание революционизирующая роль топлива. Именно появление нового топлива обусловливает создание нового топливно-конструктивного типа двигателя, знаменует начало нового этапа развития.

Поэтому источники движения (развития) ракет на твердом топливе следует искать во внутренних противоречиях, заложенных в самом топливе.

Суть первого противоречия состоит в двойственной природе твердого топлива, которое, с одной стороны, представляет собой энергетическую систему, с другой - является твердым телом с присущей ему той или иной механической структурой. С одной стороны, всегда существует стремление повысить энергетические характеристики топлива за счет включения в его состав тех или иных химических ингредиентов, с другой - это часто оказывается недопустимым в реализуемом на практике твердом континууме с приемлемыми для эксплуатации характеристиками (механическая прочность, чувствительность к механическим воздействиям и т.д.), возможностями изготовления заряда и снаряжения двигателя и т.д.).

Суть второго противоречия обусловливается тем, что твердое топливо обладает определенным комплексом баллистических характеристик, предопределяющих те или иные возможности организации рабочего процесса двигателя. А это может по-разному сказываться на другом важном источнике развития - коэффициенте a, а также устойчивости рабочего процесса в двигателе.

Разрешение этих противоречий на определенной стадии развития техники (химия и технология изготовления топлив, общий уровень машиностроения и т.д.) достигалось посредством разработки нового типа топлива, а затем и нового топливно-конструктивного типа двигателя.

Проследим с этих позиций основные этапы развития ракеты на твердом топливе в рассматриваемый период и сопутствующее им изменение критериев развития.

РАКЕТА НА ДЫМНОМ ПОРОХЕ

Дымный порох представляет собой ракетное топливо с весьма низким удельным импульсом, что было обусловлено как низкой калорийностью, так и высоким содержанием конденсированной фазы в продуктах сгорания.

Механическая структура заряда из дымного пороха, образуемая в процессе прессования, представляла собой агломерат частиц с жесткими связями. При этом особенно наглядно проявилось противоречие между стремлением повышения энергетики пороха и его жесткой механической структурой, в которую "не вписывались" ингредиенты с повышенной чувствительностью к механическим воздействиям.

Повышению J_y не благоприятствовали низкие рабочие давления и форма кривой давления. При прогрессивном горении зарядов с внутренним каналом цилиндрической формы среднециклическое значение J_y было ниже того, которое обеспечивалось бы при постоянном давлении, равном максимальному значению. Отсутствие сверхзвукового сопла, которое тогда было неизвестно, приводило к недоиспользованию даже тех скудных энергетических возможностей, которыми располагал дымный порох.

Усовершенствование технологического процесса (применение более мощных прессов) не смогло устранить указанного противоречия и привести к повышению J_y.

Не так обстояло дело с другим критерием развития - конструктивно-массовой характеристикой a. Горящий изнутри заряд всей своей толщей защищал стенки ракетной камеры (гильзы) от нагрева во время работы двигателя. В совокупности с низким давлением это позволяло изготавливать ракетную камеру тонкостенной, легкой, что обеспечивало низкое значение a = 0,5-1,1. Для ракеты на дымном порохе при a = 0,5 предельно достижимое (при М_пн = 0) значение V_m/J_y составляло примерно 1, т.е. (V_m)_max = 700-800 м/с.

Максимальный калибр ракеты на дымном порохе определялся возможностями прессового оборудования XIX в. и находился в пределах 100-120 мм. Невозможность изготовления ракет большего калибра ограничивала как предельно достижимую дальность, так и массу полезного груза.

РАКЕТА НА БАЛЛИСТИТНОМ ТОПЛИВЕ С ВКЛАДНЫМ ЗАРЯДОМ

Разрешением внутреннего противоречия, неустранимого для дымного пороха, явилось создание топлива нового типа - бездымных коллоидных порохов на труднолетучем растворителе, получивших наименование баллиститного топлива.

Ракетный двигатель, созданный на их основе, обладал в 2,5-3 раза большим удельным импульсом по сравнению с РДТТ на дымном порохе. Такое резкое повышение удельного импульса было достигнуто за счет следующих факторов:

- более высокой калорийности баллиститных топлив (примерно вдвое выше, чем дымных);

- очень низкого содержания (практически отсутствия) в продуктах сгорания конденсированной фазы;

- применения сверхзвукового сопла;

- использования высоких рабочих давлений в двигателе.

Как при этом обстояло дело с другим критерием развития - коэффициентом a?

Появление нового топлива привело к созданию нового топливно-конструктивного типа двигателя - двигателя с вкладным зарядом, состоящим из отдельных пороховых элементов.

К недостаткам такой схемы следует отнести:

- наличие контакта горячего газа (температура газа 2300-3100°К) с корпусом двигателя по всей его внутренней поверхности, что заставляло либо делать корпус толстостенным (если время работы невелико), либо применять мощную теплоизоляцию;

- наличие специальных устройств для крепления заряда в камере и предотвращения выброса шашек при горении;

- низкую степень заполнения камеры топливом.

К этому следует добавить некоторые отрицательные баллистические свойства баллиститных порохов:

- устойчивость их горения обеспечивается при высоком рабочем давлении;

- зависимость давления в двигателе от начальной температуры заряда, что при рабочем давлении, выбранном для низкой температуры, приводит к высокому давлению на верхней границе температурного диапазона использования двигателя.

Следствием этих свойств является высокое расчетное давление, для которого выбирается требуемая толщина стенки камеры.

Перечисленные факторы обусловили существенное утяжеление конструкции РДТТ на баллиститном топливе по сравнению с двигателем на дымном порохе.

Для образцов, применявшихся во вторую мировую войну, коэффициент a составлял 2,0-2,3. В дальнейшем за счет перехода к одношашечным зарядам его удалось снизить до 1,0-0,85. Таким образом, РДТТ на баллиститном топливе в отношении коэффициента представляет регресс по сравнению с ракетами ХIХ в.

Для ракеты на баллиститном топливе при a = 1,0 предельно достижимое значение V_m/J_y составляет 0,7, что при J_у = 2000 м/с дает максимально возможную скорость (V_m)_max = 1400 м/с. При M_пн = 0,2 получаем V_m = 0,5 J_y = 1000 м/с. Таким образом, переход к новому типу двигателя обеспечил увеличение скорости ракеты примерно вдвое.

В конечном итоге представилось возможным изготавливать шашки диаметром до 0,5 м. Однако в процессе развития баллиститных топлив выявилось, что повышение их энергетических характеристик имеет свой предел (J_ym = 2300 м/с). Было также установлено, что конструктивная схема РДТТ с вкладным зарядом не позволяет получить низкие значения a. Это обусловило поиск нового типа топлива и появление нового топливно-конструктивного типа двигателя.

РАКЕТА НА СМЕСЕВОМ ТОПЛИВЕ

В ходе второй мировой войны появилось твердое ракетное топливо нового типа, представляющее собой механическую смесь тонкоизмельченного минерального окислителя и горючего-связки с возможным включением энергоповышающих добавок. Основное внутреннее противоречие твердого топлива было разрешено использованием эластичного связующего материала, который, обволакивая частицы окислителя, тем самым выполняет роль амортизирующего средства, делающего их малочувствительными к внешним воздействиям. Так стало возможным использование более эффективных окислителей (NH₄ClO₄), что было недопустимо в жидкой механической структуре дымного пороха. В качестве горючего связующего вещества применяются различные полимеры типа каучуков. Топливо, представляющее после смешения компонентов вязкую массу, обеспечивает снаряжение двигателя заливкой с последующей полимеризацией связки после нагрева.

В таком двигателе заряд скреплен с корпусом, а горение его происходит изнутри по каналу фигурного профиля, создаваемого при заливке за счет помещаемого в двигатель стержня, который удаляется после полимеризации.

Переход к топливам смесевого типа расширил по сравнению с баллиститными топливами круг химических веществ, которые могут быть использованы для создания топливных рецептур. Оказалось возможным поднять удельный импульс тяги до 2500-2600 м/с (у земли).

Идеальная защита корпуса от нагрева, осуществляемая толщей заряда, а также благоприятные баллистические характеристики (низкая зависимость давления от температуры заряда, устойчивое горение при умеренных давлениях) позволили изготавливать корпус двигателя тонкостенным с использованием высокопрочных и легких материалов.

Благодаря этому оказалось возможным снизить коэффициент до 0,1-0,08, а для двигателя, работающего в высотных слоях атмосферы, до 0,06-0,05.

Технология снаряжения двигателя топливом не накладывает никаких ограничений ни на диаметр заряда, ни на его массу.

О ДВУХ ПУТЯХ СТАНОВЛЕНИЯ НОВЫХ НАПРАВЛЕНИЙ В РАЗВИТИИ РДТТ

Известны два пути становления новых технических направлений. Их можно условно назвать; 1 - путь лобовой атаки; 2 - обходный ("парниковый") путь.

В рассматриваемой нами области техники путь лобовой атаки нашел применение при создании РДТТ на баллиститном топливе.

Когда бездымные коллоидные пороха нашли успешное применение в ствольной артиллерии, тем самым была осознана необходимость их использования в ракетной технике. Но это оказалось не просто. Если использование нового пороха в артиллерийских орудиях не встретило особых препятствий, поскольку не требовало создания нового типа орудия, то ракетная техника оказалась перед необходимостью разработки принципиально нового топливно-конструктивного типа двигателя.

Вначале проблемой использования бездымного пороха в ракетной технике занимались изобретатели-одиночки. В последующем были созданы научно-конструкторские коллективы, поставившие своей целью создание нового типа двигателя, способного решать широкий круг задач.

По-иному происходило становление РДТТ на смесевом топливе. Вначале его стали отрабатывать для решения частной задачи, для вспомогательной цели, как топливо к стартовым ускорителям для самолетов при взлете.

Это не предъявляло жестких требований к энергетике топлива, к стабильности его баллистических характеристик.

В таких "парниковых" условиях было отработано топливо, которое при весьма невысоких собственных показателях все же продемонстрировало возможности, заложенные в смесевом топливе. После этого начались поиски составов с более высокими энергетическими характеристиками, с более благоприятными баллистическими показателями и более технологичными в изготовлении. Другими словами, поиски топлива, на основе которого можно было бы решать глобальные проблемы ракетной техники - создание БРСД и МБР, стартовые ступени к космическим ракетам. Эти поиски увенчались полным успехом.

ПРОБЛЕМА "УЗКОГО МЕСТА" В РАЗВИТИИ РДТТ НА БАЛЛИСТИТНОМ ТОПЛИВЕ

В развитии любого технического объекта, как правило, обозначивается "узкое место" - отдельное свойство рабочего процесса, которое встает препятствием на пути дальнейшего технического усовершенствования объекта. Уже в первых разработках РДТТ с вкладным зарядом таким "узким местом" стало обеспечение устойчивости горения пороха начиная с определенной длины заряда. Критерием устойчивости в инженерной практике стал параметр Победоносцева, который накладывает ограничения на геометрию заряда, а следовательно, и на его массу.

Рассмотрим этот вопрос более подробно. Массу порохового заряда можно выразить как

где d_н - калибр PC, В_н = d_н/d_к - отношение внутреннего диаметра ракетной камеры к внешнему ее диаметру.

Из условия прочности камеры

где s_B-предел прочности материала камеры, Р'_m - расчетное давление, e = S_T/F_K - коэффициент заполнения поперечного сечения камеры топливом, t - относительная длина заряда в калибрах - t = L/d_n.

При принятом калибре PC масса заряда определяется произведением et. Заметим, что коэффициент e не может назначаться произвольно. Основные размеры заряда должны быть согласованы между собой и с внутренним диаметром камеры, чтобы при этом обеспечивалось значение не выше допустимого.

На основании зависимостей, устанавливающих такую связь для самых различных форм зарядов с постоянной поверхностью горения, нами была выведена обобщенная зависимость между относительной длиной заряда t и коэффициентом заполнения e:

e = 1-K_et

где Ke - коэффициент, отражающий специфику формы заряда и влияние параметра.

В частности, для заряда из цилиндрических однородных щашек

где n - число шашек в заряде.

Из последней формулы следует, что коэффициент для такого заряда уменьшается с ростом допустимого значения k и возрастает с увеличением числа шашек в заряде. Физическая сущность зависимости состоит в том, что с удлинением заряда принятой формы возрастает поверхность его горения. Чтобы при этом сохранить допустимое значение k₀<k_доп необходимо соответственно увеличивать площадь свободного сечения камеры, т.е. снижать e.

Ограничение длины заряда при заданном k_доп вставало препятствием на пути увеличения массы топлива, обусловливая вред в достижении большой дальности стрельбы.

Как пытались преодолеть это "узкое место" отечественные конструкторы в рассматриваемый период? Ответом на этот вопрос может послужить конструкция снаряда М-13ДД, который обеспечил дальность 11800 м при максимальной скорости 520 м/с.

Как удалось обойти "узкое место" в этом образце? Это было достигнуто за счет использования тандемного двигателя, состоящего из двух двигателей снаряда М-13, соединенных переходником. Выпуск газов из переднего двигателя осуществлялся через наклонные сопла в переходнике. Отверстие в переходнике обеспечивало огневую связь между двигателями, т.е. одновременное воспламенение зарядов и совместную работу двигателей. В обоих двигателях заряд горел при одинаковых значениях k<k_доп. Но при таком решении произошло резкое утяжеление конструкции, и коэффициент массового совершенства возрос до 2,72. Разумеется, такое решение нельзя признать рациональным.

Для того, чтобы получить оптимальное решение, следовало бы согласно формуле

перейти от многошашечного заряда (n = 7) к одношашечному. Кроме того, необходимо обеспечить более высокое значение k_доп. И то, и другое было реализовано в немецком 100 мм НЗРС "Тайфун". Было показано и в дальнейших исследованиях подтверждено, что в случае применения одношашечного заряда с пиротехническим воспламенителем допустимо значение k = 240.

2. КОНКРЕТНЫЕ ВОПРОСЫ ИСТОРИИ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ НАУКИ И ТЕХНИКИ

РАЗРАБОТКА И РАЗВИТИЕ В НАШЕЙ СТРАНЕ СПУТНИКОВ СВЯЗИ
М.Ф. Решетнев

(Доклад был представлен на XX научных чтениях, посвященных памяти пионеров ракетно-космической науки и техники в январе 1996 г.)

Запуск первого в мире искусственного спутника Земли положил начало развитию многих направлений космической техники в интересах фундаментальных и прикладных наук, среди которых одними из важнейших стали спутниковая связь и телевещание.

В СССР эти работы возглавило опытно-конструкторское бюро № 1, руководимое основоположником практической космонавтики академиком Сергеем Павловичем Королевым.

Проектные работы по созданию советского спутника - активного ретранслятора, получившего название "Молния-1" начались в 1961 г. Первые два запуска этого спутника были неудачными, один - по причине аварии второй ступени ракеты-носителя, второй - из-за отказа антенной платформы.

Первый успешный запуск "Молнии-1" на высокую эллиптическую орбиту с апогеем над северным полушарием Земли состоялся 23 апреля 1965 г. Этот спутник предназначался для проверки принципов построения и выявления эксплуатационных особенностей систем дальней радиосвязи и телевещания с использованием искусственных спутников Земли. Такая экспериментальная система была организована между Москвой и Уссурийском, а ее подключение к существующим радиорелейным линиям позволяло осуществить связь Дальнего Востока с основными городами европейской части СССР и Западной Европы.

В течение 1965-1966 гг. в целях отработки схемы выведения спутника на орбиту и получения первых данных о работе линии дальней радиосвязи были запущены еще четыре спутника "Молния-1", изготовленные в ОКБ-1. Одновременно с этим, сразу же после первого удачного запуска, дальнейшие работы по этой теме и серийное изготовление спутников "Молния-1" было передано бывшему филиалу № 2 ОКБ-1 (г. Красноярск-26), выделенному к тому времени в самостоятельную организацию ОКБ-10, и заводу № 1001 (г. Красноярск).

Наш молодой коллектив уже имел опыт создания ракеты-носителя 11К65 и двух малых низкоорбитальных спутников связи ("Стрела" и "Пчела"), что позволило успешно освоить это задание.

25 мая 1967 г. в космосе появился первый сибирский спутник "Молния-1", а затем, 31 августа и 10 октября того же года, еще два спутника нашего изготовления. К этому времени в ряде крупных городов страны были введены в эксплуатацию 20 земных станций "Орбита" для работы через этот спутник. Таким образом, к 50-й годовщине Октября в СССР была введена в эксплуатацию система космической связи на базе спутников "Молния-1" (ничего подобного в мире еще не было).

Переход от одиночных экспериментальных запусков к построению космического сегмента потребовал проведения работ по совершенствованию конструкции, улучшения характеристик бортовых систем спутника, а также уточнения методики выбора начальных параметров орбиты для каждого из четырех спутников, работающих в системе. С тех пор прошло уже более 30 лет, но уникальность высокоэллиптической орбиты с апогеем в северном полушарии Земли для страны с таким географическим расположением, как у России (северное расположение и протяженность от 30° з.д. до 190° в.д) и достаточно высокие технические характеристики спутника позволяют эксплуатировать систему связи "Молния-1" и в настоящее время. (Бортовая ретрансляционная аппаратура дважды модифицировалась).

Дальнейшее развитие этого направления привело к созданию спутников "Молния-2", а в 1974 г. - "Молния-3" с улучшенными в 2-3 раза техническими характеристиками.

С 1969 г. начались работы по освоению принципиально новой для нас орбиты - геостационарной, имеющей очень важное, с точки зрения эксплуатации, преимущество. Спутник на этой орбите является неподвижным относительно поверхности Земли, что исключает необходимость постоянного слежения за ним антеннами земных станций, обеспечивает непрерывность связи и упрощает земные станции.

Предстояло решить ряд сложных проблем научного и технического характера: изучить особенности факторов космического пространства на этой орбите и их влияние на КА; разработать оптимальную конструктивно-компоновочную схему спутника; выбрать рациональные принципы построения систем ориентации и коррекции; обеспечить непрерывность связи во всех режимах; создать комплекс испытательного оборудования для наземной экспериментальной отработки КА в условиях, максимально приближенных к орбитальным, и т.д. Кроме того, необходимо было решить проблему создания средств выведения спутника на орбиту. (Геостационарная орбита по нашей схеме выведения является более "энергоемкой", чем лунная.)

Специально для этих целей НПО "Энергия" был разработан разгонный блок "Д", который совместно с ракетой-носителем "Протон" в декабре 1975 г. вывел на орбиту первый советский геостационарный спутник связи "Радуга", созданный НПО прикладной механики совместно с НИИ Радио, МНИИРС, РНИИ КП, ЦКБ "Геофизика", НПО "Квант", НПО "Полюс" и многими другими организациями.

Спутник "Радуга" имел на борту ретрансляционную аппаратуру из шести высокочастотных стволов, три из которых решали задачи Министерства обороны, два использовались для телефонной связи, а один -для передачи телевидения на сеть станций "Орбита". Создание этого спутника было крупным шагом в области отечественного космического аппаратостроения. Положительный опыт, полученный в ходе его создания, послужил основой для быстрого развития работ по созданию других спутников на геостационарной орбите.

На базе спутников "Молния-3" и "Радуга" была создана Единая Система Спутниковой Связи, которая через наземные станции "Орбита" обеспечила магистральную связь с крупными населенными пунктами и подачу телевидения на три вещательных пояса (программы "Орбита-1, 2 и 3"). Это в значительной степени приблизило время передач программы из Москвы к местному времени регионов, но не могло решить проблему обеспечения всего населения программой Центрального телевидения, так как строительство станций "Орбита", стоимостью 2-2,5 млн рублей в "старых" ценах, в малонаселенных районах "глубинки" было экономически нецелесообразно и, трудно реализуемо. Поэтому нами была поставлена задача - создать космический аппарат с мощностью излучения, достаточной для приема телевизионного сигнала на максимально простые и дешевые устройства.

НПО прикладной механики совместно с предприятиями-смежниками эта задача была успешно решена, и в октябре 1976 г. на геостационарную орбиту был выведен спутник непосредственного телевизионного вещания "Экран". Большая мощность излучения (более 200 Вт) и бортовая антенна с диаграммой направленности 3x8 создает такую плотность потока мощности у поверхности Земли, что прием первой программы ЦТВ с высоким качеством цветного изображения возложен на простейшие приемные устройства с антенной типа "волновой канал" на 9,5 млн км² территории Сибири, Дальнего Востока и Крайнего Севера. Они доступны для приобретения и установки в малонаселенных пунктах, геологических экспедициях, на буровых вышках, морских судах, в отдельных домах.

Однако даже создание такого спутника не могло решить задачу многопрограммного телевещания, которая встала на повестку дня. В то время эту задачу можно было решить только комплексом технических средств, в том числе и космических. Кроме того, возрастали потребности в спутниковых каналах связи,

В 1978 г. в интересах народного хозяйства и международного сотрудничества и в плане подготовки к "Олимпиаде-80" был создан многоцелевой спутник "Горизонт" с восьмиствольной ретрансляционной аппаратурой. Он обеспечивал магистральную телефонно-телеграфную связь, связь с морскими судами, передачу матриц для печатания газет и другие услуги.

Два ствола обеспечивали ретрансляцию телевизионных программ, причем один из них - на новую распределительную сеть сравнительно недорогих станций "Москва" с антеннами диаметром 2,5 м (станция "Орбита" - 12 м). Такие станции расположены на территории всей страны - от европейской части до Чукотки.

Системы "Москва" и "Экран" стали основой подачи первой программы Центрального телевидения на пять вещательных поясов. Вторая программа передается в основном через сеть станций "Орбита". В составе орбитальной группировки в настоящее время работают 10 спутников "Горизонт" и два спутника "Экран-М". В целом, благодаря спутниковым системам, первую программу ЦТ смотрит 98% населения, вторую - 93,5%, Кроме того, через спутники обеспечивается передача программ радиовещания. Однако уровень развития этого вида услуг в России нельзя было признать удовлетворительным. Поэтому нашим предприятием была разработана перспективная программа развития спутниковых систем связи и вещания, которая базировалась на спутниках связи "Горизонт" (20 стволов) и вещания "Геликон" (12 стволов). Однако последующее сокращение государственных ассигнований на космос и технические трудности, связанные с прекращением разработки перспективных средств выведения, не позволили развернуть полномасштабные работы.

Для привлечения внебюджетных средств по финансированию этой программы НПО ПМ совместно с рядом ведущих предприятий отрасли создали ассоциацию "Информкосмос", которая приняла решение об изготовлении спутников в основном на базе отработанных технических решений с целью уменьшения риска программы.

Было намечено создание четырех типов спутников: "Галс" (продолжение ранее начатых работ), "Экспресс", "Аркос", "Маяк". Первым был изготовлен и 20 января 1994 г. запущен на орбиту спутник "Галс", Этот спутник работает в международном диапазоне частот 18/12 ГГц и позволяет принимать телевизионные программы непосредственно на индивидуальные приемные устройства с антеннами диаметром 60-100 см. Он оснащен тремя стволами: один с выходной мощностью 50 Вт, и два других по 100 Вт. Это первый отечественный спутник, имеющий коррекцию орбиты по широте (точность 0,2') и ресурс 5 лет. Впервые управляет спутником "гражданский" Центр управления, созданный в Красноярске в НПО прикладной механики.

17 ноября 1995 г. на орбиту выведен второй спутник "Галс". К сожалению, в силу сложившейся экономической обстановки в России эти спутники сдаются в аренду зарубежным компаниям. В настоящее время продолжается разработка спутника для телевещания с 12-ствольным ретранслятором и повышенным ресурсом. Мы считаем, что по мере выхода страны из кризиса спрос на такие спутники резко возрастет.

13 октября 1994 г. был выведен на орбиту спутник связи "Экспресс". Он предназначен для замены технически устаревших спутников "Горизонт", эксплуатация которых продолжается уже более 17 лет. У новых спутников почти в два раза больше гарантийный срок службы и 12 стволов вместо 8. Они будут обеспечивать работу тех же сетей связи, которые раньше работали через "Горизонт", в том числе систему ТВ "Москва". Лучшая энергетика радиолиний позволит работать через "Экспресс" станциям с меньшим диаметром антенн (например, 2,5 м вместо 4,5 м). Этот спутник так же, как и "Галс", снабжен системой коррекции орбиты не только по долготе, но и по наклонению.

Кроме НПО ПМ, к разработке спутников связи подключились другие организации, выдвинувшие свои проекты (НПО им. Лавочкина - "Купон", "Зеркало"; РКК "Энергия" - "Ямал").

Из проектов, которые разрабатываются, наибольшее внимание заслуживают проекты "Ямал" и "Купон". Первый финансирует АО "Газпром", второй - ЦБ России. Оба проекта относятся к числу ведомственных систем. В системе с использованием ИСЗ "Ямал" - два спутника, которые планировалось вывести на орбиту одной РН "Протон" в конце 1996 г. Ретранслятор спутника будет иметь 10 стволов в диапазоне 6/4 ГГц. В наземной сети будут использоваться станции с антеннами диаметром от 0,8 до 7 м.

Спутник "Купон" в системе "Банкир" будет служить для обеспечения электронных банковских расчетов с помощью межбанковской связи. На спутнике будет установлен РТР с фазированной антенной решеткой, формирующий 16 лучей, которые могут оперативно перенацеливаться из одного района в другой. Ретранслятор создается НПО "Элас" на принципах, заложенных в ранее созданный для Минобороны. Диапазон частот 14/11 ГГц. Запуск первого ИСЗ планировался на 1994 год.

В рамках Федеральной космической программы Российской Федерации НПО ПМ ведет разработку долгоресурсных КА (10 лет) "Экспресс-М". Этот проект был самой серьезной заявкой ЕПО ПМ до 2000 г. в плане выхода на международный рынок космической связи. Как его первый этап рассматриваем создание спутника "Сесат" (сибирско-европейский спутник), соответствующий контракт на поставку которого был подписан между Европейской организацией спутниковой связи Евтелсат и НПО ПМ в августе 1995 г.

Спутник "Сесат" будет иметь на борту 18 универсальных широкополосных стволов в Ku-диапазоне с излучаемой мощностью каждого более 85 Вт и ресурсом не менее 10 лет. Этот контракт содержит основу для развития кооперации с западными производителями спутников связи и обмена технологиями. Следующим шагом НПО ПМ на международном рынке услуг спутниковой связи будет создание в кооперации с канадской фирмой "Star Aerospace" по крайней мере пяти спутников связи Sovcanstar.

Мы видим в этом проекте следующие преимущества для России:

• развитие коммерциализации космической индустрии;

• получение новых технологий;

• получение дополнительной спутниковой емкости для развития внутренней инфраструктуры связи (36 стволов на трех КА);

• возможность наращивания экспорта высокотехнологичной продукции.

Спутник Sovcanstar будет иметь 24 ствола в Ku-диапазоне, управляемые лучи высокой мощности, а также 10-летний срок активного существования. Пять спутников обеспечат покрытие 89% всей поверхности Земли и смогут успешно конкурировать со спутниками Интелсата, Панамсата и др. компаний, тем более, что они встроены в государственную систему связи России.

Высокие энергетические соотношения в радиолиниях этих спутников обеспечат широкое применение терминалов типа У5АТ, что позволит приблизить спутниковую связь и вещание к массовому потребителю и оказывать весь современный спектр услуг в сетях межмашинного обмена, деловой и ведомственной связи.

В НПО ПМ в рамках той же Федеральной космической программы России, ведутся работы по созданию спутников для организации подвижной связи - "Аркос" на геостационарной орбите и "Маяк" на высокоэллиптической орбите. Система будет состоять из трех КА "Аркос" и четырех КА "Маяк" и будет совместима со стандартами международной системы "Инмарсат", что позволит потребителям работать в любой из этих систем. Потенциальными абонентами их станут пассажиры и члены экипажей воздушных, морских и речных судов, железнодорожных и автотранспортных средств, скорой помощи, лесные и экологические службы и пр.

Спутники подвижной связи совместно с навигационными и спутниками фиксированной связи станут основой для организации управления воздушным движением России. Эти спутники должны решать комплексную задачу связи для взаимодействия авиадиспетчеров между собой и с экипажами воздушных судов, передачи информации о координатах ВС в Центры УВД в автоматическом режиме.

В настоящее время в мире начинает развиваться новое перспективное направление спутниковой связи - многоспутниковые системы связи со спутниками на низких круговых орбитах. В России наиболее продвинувшиеся проекты - "Гонец" (НПО ПМ) и "Сигнал" (РКК "Энергия"). Эти системы при полном их развертывании будут способны обеспечить персональной пакетной и телефонной связью сотни тысяч потребителей, в том числе подвижных абонентов как в России, так и за рубежом.

НПО ПМ первые спутники этого класса были запущены в 1964 г., после этого было создано еще два поколения. Спутники запускались группами от 5 до 8 КА одним носителем. Они обеспечивали связь типа "электронная почта" в интересах Министерства обороны.

В настоящее время НПО ПМ ведет доработку этих спутников для гражданского использования. Шесть КА запущены в 1996 г, В конце 80-х - начале 90-х годов благодаря конверсии ракетно-космической отрасли появилась возможность использования военных спутников на вторичной основе для гражданских потребителей. Примером тому могут служить спутники "Луч" и "Луч-2".

Спутник-ретранслятор "Луч" разрабатывался для передачи со станции "Мир" и на нее телевизионной информации, обеспечения двухсторонней связи с орбитальным кораблем многоразового использования "Буран" и других задач. В процессе испытаний выяснилось, что радиолинии КА "Луч" имеют существенный запас по энергетике и времени работы. Это позволяет использовать КА для организации "телемостов", телеконференций, передачи телерепортажей из "горячих точек" и т.д. в реальном масштабе времени практически из любой точки Земли. Он использовался для организации медицинских консультаций, передач из зоны землетрясения на Сахалине и др.

На базе спутника "Луч-2", также имеющего высокий энергетический потенциал радиолиний и запущенного в конце 1995 г., создается новая коммерческая система спутниковой связи.

Спутниковая связь сейчас является одной из самых быстропрогрессирующих отраслей техники. История ее развития служит наглядным примером тому, как с одной стороны, растущие потребности в этом виде связи вызывают непрерывное совершенствование спутников, а с другой - повышение функциональных и энергетических возможностей самих спутников приводит к возникновению новых видов услуг и расширению областей применения спутников связи. Это в свою очередь также увеличивает потребность в спутниковой связи.

Мировая практика показывает, что уровень обеспечения связью, как правило, соответствует уровню экономики страны, а темпы развития связи опережают темпы развития промышленности. В настоящее время наблюдается следующая картина. В 1995 г. во всем мире эксплуатировалось около 3000 ретрансляционных стволов, основная часть которых арендовалась пользователями в США. На Российскую Федерацию приходится 84 ствола, что составляет всего 2,8% от их общего количества. При этом в России, как уже говорилось, спутниковые каналы используются в основном для обеспечения магистральной международной связи и телевещания. Практически отсутствуют такие важные компоненты, как подвижная и персональная спутниковая связь, в весьма ограниченном объеме используется телеконференцсвязь.

Таким образом, наблюдается значительное отставание в области всех видов спутниковой связи от развитых стран мира. Для того, например, чтобы Россия в 2010 г. вышла на рубежи США 1995 г., необходимо за 15 лет развернуть около 900 ретрансляционных стволов, т.е. около 30 спутников-ретрансляторов.

Какие же задачи призваны решать перспективные российские спутники связи и какие проблемы стоят перед их разработчиками? Какова ситуация со спросом на спутниковую связь на российском рынке?

В условиях Российской Федерации с ее обширной территорией, обилием отдаленных и труднодоступных районов, наконец, со слаборазвитыми наземными телекоммуникациями, особенно в сельской местности, только спутниковая связь способна в кратчайшие сроки и при минимальных материальных затратах решить проблему по охвату населения всеми видами обслуживания, предлагаемыми современным научно-техническим прогрессом. С этой точки зрения, Россия потенциально представляет собой большое поле деятельности для рынка спутниковой связи.

Вместе с тем, учитывая относительно низкий уровень благосостояния населения России в условиях кризисного состояния экономики, нельзя ожидать в ближайшем будущем большого спроса со стороны данной группы потенциальных пользователей. Потребность в спутниковой связи будет исходить прежде всего от государственных и коммерческих организаций, способных приобретать соответствующую аппаратуру и оплачивать услуги. К числу таких пользователей следует отнести предприятия и организации с разветвленной сетью отдаленных филиалов, фермерские и сельские хозяйства и т.п. Для таких пользователей необходимо будет развернуть сети на основе небольших земных станций, которые могут быть размещены непосредственно у потребителя.

Потенциальными потребителями спутниковой связи должны стать и различные транспортные организации, для которых в ближайшем будущем будет развернута система связи "Марафон", способная обслуживать потребителей на всех видах транспортных средств: автомобилях, поездах, морских и воздушных судах. Большое внимание будет уделено и спутниковому телевещанию, которое с помощью нового поколения спутников серии "Галс" сможет расширить число транслируемых на территорию России телепрограмм.

Для реализации поставленных задач и ликвидации отставания страны в области спутниковой связи потребуется в сжатые сроки решить целый ряд важных и неотложных задач.

В первую очередь необходимо осуществить качественный переход к новому поколению спутников со сроком функционирования 10-12 лет и пропускной способностью в 6-10 раз большей, чем у существующих. Этот переход сопряжен с освоением высококачественной элементной базы, более эффективным использованием излучаемой мощности и частотного диапазона. Кроме того, потребуется обеспечить уменьшение сроков реализации проектов, что тесно связано с внедрением передовых и эффективных автоматизированных систем проектирования и подготовки производства, а также с вхождением в мировую систему кооперации поставщиков, широко применяемую в зарубежной практике при разработке спутниковых систем связи.

При создании систем спутниковой связи большое внимание должно быть уделено изучению спроса на предлагаемые услуги, возможности быстрой адаптации к изменениям требований рынка, а также поиску новых видов обслуживания и новых классов потребителей.

Важнейший компонент системы спутниковой связи - земной сегмент должен создаваться одновременно с космическим и строиться на базе передовых цифровых технологий.

Реализация программы создания эффективных систем спутниковой связи немыслима без проведения надлежащей государственной политики.

На наш взгляд, необходимо отказаться от практики сосредоточения в руках государства точек стояния геостационарных спутников. Конкретные точки стояния целесообразно передать тем организациям, которые смогут выгодно их использовать.

Государственные органы должны только координировать процесс регистрации этих точек. Со стороны государства должна быть также обеспечена надлежащая таможенная политика, обеспечивающая льготный ввоз комплектующих элементов для реализации этой программы.

Наконец, следует учесть и то, что в России слабо развита практика страхования высокостоимостных проектов, к которым относятся запуски современных спутников-ретрансляторов. Поэтому необходимо создание механизмов страхования и реализация этого процесса конкретными организациями.

В части проведения финансовой политики следует наряду с госбюджетным финансированием создать условия для активного финансирования этой программы со стороны административно-территориальных объединений Российской Федерации и коммерческих структур.

Решение всего этого сложного комплекса мероприятий должно заложить основу для создания эффективных и конкурентоспособных отечественных систем спутниковой связи и вещания, работающих в интересах не только России, но и международного сотрудничества, тем более, что Россия стоит на пороге интеграции в мировое экономическое сообщество.

ЖРД ОКИСЛИТЕЛЬНОЙ СХЕМЫ С ДОЖИГАНИЕМ - ОСНОВА ДОСТИЖЕНИЙ ОТЕЧЕСТВЕННОГО ДВИГАТЕЛЕСТРОЕНИЯ
Б.И. Каторгин, В.К. Чванов, Ф.Ю. Челькис

ВВЕДЕНИЕ

В 1995 г. исполнилось 30 лет с начала успешной летной эксплуатации мощных маршевых ЖРД, выполненных по окислительной схеме с дожиганием. В 1965 г. начались полеты новой мощной ракеты-носителя "Протон". В ней на обеих ступенях впервые в мире были применены двигатели с необычно высоким для того времени давлением в камере сгорания, достигающим для двигателей первой ступени (РД-253) 150 кг/см².

За последние 30 лет примерно из 28 двигателей, находящихся в этот период в стадии полномасштабной разработки, 23 были выполнены по окислительной схеме с дожиганием. По размерности охватывается диапазон тяг в пустоте от 8 до 800 тс, максимально достигнутое давление в камере сгорания на номинальном режиме - 250-270 кг/см².

Этот 30-летний период является наиболее важным этапом в истории развития отечественной ракетной техники. В это время была создана основная часть производственной и испытательной инфраструктуры, обеспечивающей разработку наиболее совершенных двигателей с высоким уровнем давления в камере сгорания. В этот же период на основе опыта разработки и эксплуатации была создана современная научно-техническая, методическая и нормативная база, использование которой определило успех отечественной ракетной техники.

НПО "Энергомаш", являясь одной из ведущих организаций отрасли, разрабатывало в указанный период двигатели по окислительной схеме с дожиганием с наиболее уникальными характеристиками:

- РД-253 на топливе AT + НДМГ для первой ступени РН "Протон";

- РД-263 и РД-268 на топливе AT + НДМГ для ракет военного назначения;

- РД-510 на топливе перекись водорода + керосин;

- РД-120 на топливе жидкий кислород + керосин для второй ступени РН "Зенит";

- РД-170 и РД-171 на топливе жидкий кислород + керосин для первых ступеней УРКТС "Энергия" и РН "Зенит";

Двигатель РД-170 и его модификация РД-171 являются выдающимися достижениями отечественной ракетной техники. По совокупности качеств это семейство двигателей не имеет аналогов в практике отечественного и мирового двигателестроения. В конструкции их агрегатов, технологии производственных процессов, методах контроля качества использованы наиболее совершенные и апробированные опытом предшествующих разработок решения, позволившие обеспечить высокую надежность и высокие энергомассовые характеристики, технологичность и низкую стоимость производства, наиболее совершенный уровень эксплуатационных качеств.

Опыт, приобретенный в процессе создания РД-170, следует рассматривать как значительный этап в истории отечественного двигателестроения. Впервые в отечественной практике перед разработчиками была поставлена задача "создания двигателя с таким сочетанием уникальных характеристик: исключительная размерность по тяге (в пустоте 806 тс), высокое давление в камере сгорания (250 кг/см²) и необходимость многократного (10 полетов) полетного использования. Во многих конкретных аспектах эта задача выходила за рамки предшествующего опыта. Найденные в итоге проведенных работ принципиальные решения ключевых проблем позволили не только создать РД-170 с высокими энергомассовыми характеристиками и надежностью, но и значительно на качественно новом уровне расширить возможности базовой технологии для любого типа и размерности ЖРД окислительной схемы с дожиганием.

В настоящее время НПО "Энергомаш" реализует приобретенный опыт и использует технологии РД-170 в двух направлениях. Первое - разработка двухкамерной производной двигателя РД-170. Этот двигатель - РД-180 - заимствует с прототипа около 70% агрегатов и систем, включая камеру, газогенератор, трубопроводы горячего газа и др. Второе направление - создание трехкомпонентного двигателя РД-704 по окислительной схеме с дожиганием и давлением в камере сгорания 250 кг/см².

Использование накопленного опыта в новых проектах значительно снижает стоимость и сроки разработки, технический и финансовый риск и обеспечивает получение наиболее совершенных характеристик и высокой надежности.

Развиваемые с середины 60-х годов технологии двигателей окислительной схемы с дожиганием нашли за 30-летний период свое законченное воплощение в двигателе РД-170.

1. ОСНОВНЫЕ ЭТАПЫ ОТРАБОТКИ ДВИГАТЕЛЕЙ РД-170 И РД-171

Двигатель РД-170 и его модификация РД-171 имеют в основном одинаковую конструкцию. Разница заключается лишь в системе качания камер (камеры РД-170 качаются в двух плоскостях, РД-171 - в одной), конструкции донного экрана и количестве датчиков системы аварийной защиты. Кроме того, РД-170 предназначен для 10-кратного использования, РД-171 - однократного.

В связи с указанными обстоятельствами все основные этапы отработки агрегатов, систем и двигателя в целом относились в равной мере к обоим двигателям (РД-170 и РД-171). Наземная отработка двигателя проводилась в несколько этапов.

1 этап - автономные испытания агрегатов и систем. На этом этапе основными являлись огневые испытания: газогенератора (132 испытания); камеры (68 испытаний); турбонасосного агрегата (31 испытание).

2 этап - доводочные огневые испытания двигателя.

3 этап - квалификационные огневые испытания:

- для однократного полетного использования (8 двигателей, 58 испытаний);

- для четырехкратного полетного использования (3 двигателя, 46 испытаний);

- для десятикратного полетного использования (3 двигателя, 54 испытания).

4 этап - огневые испытания двигателей в составе ступени ракеты (10 испытаний).

В итоге, к настоящему времени проведено более 900 огневых испытаний двигателя с суммарной наработкой около 100000 с. Максимально достигнутая продолжительность работы двигателя при многократных наземных испытаниях составляет 17 полетных ресурсов. Анализ состояния материальной части двигателей, прошедших многократные испытания, не выявил дефектов, препятствующих продолжению испытаний. Указанные цифры свидетельствуют о значительном объеме статистических данных, что дает уверенность в надежности приводимых ниже результатов анализа.

2. ОБЕСПЕЧЕНИЕ НАДЕЖНОСТИ РАБОТЫ АГРЕГАТА ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНЫХ ОКИСЛИТЕЛЬНЫХ ТРАКТОВ

Основными составляющими этой задачи являлись:

- создание конструкции газогенератора с приемлемым уровнем неравномерности теплового поля высокотемпературного газа, возможностью глубокого дросселирования и обеспечением устойчивости процесса горения;

- определение требований к материалам, применяемым в высокотемпературных окислительных трактах и разработка технологии защитных покрытий жаропрочных конструкционных материалов, обеспечивающих надежную работу элементов газовых трактов при наличии случайных инициаторов возгорания и многоцикловом нагружении в процессе эксплуатации.

Решение проблемы газогенерации обеспечением указанных выше качеств было найдено на основе созданного в НПО "Энергомаш" модульного двухзонного смесительного элемента. Объединение этих элементов в смесительной головке позволило разработать ряд конструкций газогенераторов различной размерности. В первую очередь, это газогенератор двигателя РД-170, имеющий 127 форсунок, и газогенератор двигателя РД-120 с 37 форсунками. Кроме того, для различных исследовательских целей были созданы газогенераторы с 1 и 3 форсунками. Все указанные конструкции эксплуатируются в настоящее время, общий объем их испытаний составляет около 3000 включений.

Многочисленные исследования показали, что газогенератор РД-170 обеспечивает максимальное отклонение от среднемассовой температуры в сторону увеличения не более 5%. Характеристикой устойчивости процесса газогенерации является относительный уровень пульсаций давления в газогенераторе, который для РД-170 на номинальном режиме составляет ±0,5%.

Значительный объем экспериментальных данных, включающих как специальные исследования, так и многочисленные испытания двигателей РД-170 и РД-120, дает возможность создавать конструкции газогенераторов практически любой размерности без проведения дополнительных поисковых работ.

Практическое решение проблемы обеспечения надежной работы элементов конструкции в высокотемпературной окислительной (кислородной) среде и реальных условиях эксплуатации базировалось на определенной концепции, включающей следующие основные компоненты.

Экспериментально определены условия воспламенения различных конструкционных материалов в высокотемпературной кислородной среде (практически в большинстве случаев использовался генераторный газ, получаемый с помощью одно- и трехфорсуночных газогенераторов, упомянутых выше). Испытаниям подвергались различные никелевые сплавы, стали, медные сплавы, технически чистые металлы. В результате определено, что воспламенение (самовоспламенение) основных используемых в ЖРД металлов и сплавов происходит при температурах, близких к точке плавления, и практически не зависит от давления в диапазоне значений более 100 кг/см². Для никелевых сплавов эта температура составляет примерно 1200° С.

Экспериментально показано, что воспламенение конструкционных материалов в пределах рабочих температур окислительного газа в ЖРД может происходить только от воздействия случайных инициаторов возгорания, являющихся генераторами локального повышения температуры, превышающей температуру воспламенения материала конструкции. В качестве таких инициаторов возгорания могут выступать только посторонние легковоспламеняющиеся вещества (например, частицы из алюминиевых и титановых сплавов, органические вещества), а также тепло, выделяющееся при контактном взаимодействии различных деталей.

Экспериментально подробно изучены процессы зажигания конструкционных материалов. Принципиальным результатом исследований являются экспериментальные зависимости, устанавливающие связь между температурой окислительного газа и параметрами инициатора возгорания, как внешнего источника тепла. Такие зависимости, называемые границами зажигания, определяют область температур окислительной среды, в которой может быть обеспечена надежная работа любого элемента конструкции.

Границы зажигания позволили сформулировать требования к конструкционным материалам, применяемым в высокотемпературной окислительной среде, в первую очередь - к химическому составу сплавов.

В результате проведения многочисленных исследований показано, что область рабочих температур, в которых обеспечивается надежная работа элементов конструкции, может быть существенно расширена за счет использования специальных защитных покрытий, отодвигающих границу зажигания за пределы температур, определяемых прочностными свойствами используемых материалов.

При разработке состава защитного покрытия и технологии его нанесения значительное внимание было уделено вопросам обеспечения и экспериментального подтверждения прочности его сцепления с основным материалом, стойкости при многоцикловом нагружении, влиянию покрытия на характеристики прочности основного материала при воздействии динамической и термической нагрузки.

Специальными экспериментами и исследованиями показано, что выбранные состав покрытия и технология его нанесения обеспечивают надежное сращивание материала покрытия и основного материала; что покрытие не снижает характеристик усталостной прочности основного материала.

Многократными огневыми испытаниями РД-170 (17 полетных ресурсов, 25 запусков) подтверждена работоспособность наиболее нагруженных элементов газового тракта - лопаток турбины - без присутствия каких-либо дефектов (эрозии, скалывания покрытия, трещин), препятствующих дальнейшим испытаниям.

Важной частью проведенных работ явились также исследования чувствительности элементов конструкции окислительного тракта от газогенератора до камеры к локальному и общему повышению температуры сверх рабочих значений.

В этом плане проведены огневые испытания двигателя в широком диапазоне времени опережения окислителя в газогенераторе. При малых, близких к нулевым, временах опережения окислителя, при которых кратковременное (до 0.2 с) пиковое значение температуры превышало 1500 °С, обеспечивается многократный нормальный запуск и работа двигателя на всех режимах работы. Осмотр материальной части свидетельствует об отсутствии каких-либо дефектов.

Проведены успешные испытания двигателей при температуре газа перед турбиной, достигающей 750°С.

Проведен комплекс специальных исследований и огневых испытаний с инициированием локального повышения температуры с использованием крупных частиц из титанового сплава, твердых и жидких органических соединений. Показано, что в области рабочих температур генераторного газа граница зажигания элементов конструкции, для которых не используется защитное покрытие, определяется количеством тепла от локального источника. При этом важно отметить, что для РД-170 используются количественные методы контроля наличия таких источников во внутренних полостях (в частности, наиболее опасных - жидких органических соединений), их чувствительность дает возможность обнаруживать органические соединения, масса которых более чем на два порядка меньше опасного значения.

Прямым экспериментом на работающем двигателе показано, что утечка высокотемпературного газа из магистрали с давлением около 300 атм не приводит к отказу двигателя.

Подводя итог изложенному необходимо отметить, что результаты проведенного комплекса работ и исследований на качественно новом уровне обеспечили кардинальное решение проблемы надежной работы агрегатов высокотемпературных окислительных трактов ЖРД. Это дало возможность не только создать РД-170 для многократного полетного использования, но и рассматривать найденные решения, как необходимый элемент перспективных двигателей нового поколения для ракет-носителей многократного использования.

3. ЗАПАСЫ И ГРАНИЦЫ РАБОТОСПОСОБНОСТИ РД-170 ПО НЕКОТОРЫМ ОСНОВНЫМ ВИДАМ НАГРУЖЕНИЯ

В этом разделе будут рассмотрены результаты различного типа специальных испытаний как отдельных элементов двигателя, так и двигателя в целом. Целью таких испытаний являлось определение запасов работоспособности по основным типам нагружения, при ряде испытаний ставилась задача определения границ работоспособности. В последнем случае параметры нагружения увеличивались вплоть до наступления отказа испытываемой системы. Типичным примером являются гидроразрушения агрегатов при периодических испытаниях.

Ниже приведены полученные по большому объему периодических испытаний значения максимальной рабочей и разрушающей нагрузок (в кг/см²) и запаса прочности для отдельных элементов конструкции РД-170:

корпус регулятора расхода горючего - 934, >1700,> 1,82;

корпус основного клапана окислителя - 650, 1400, 2,15;

корпус основного клапана горючего - 350,> 1000, >2,86;

корпус дросселя окислителя - 670, 1340, 2,00;

корпус дросселя горючего - 580,> 1200,> 2,07;

корпус теплообменника - 281, 525, 1,87;

корпус газогенератора - 640, 1094, 1,71;

камера сгорания (как сосуд) - 255, >450, >1,63;

охлаждающий тракт камеры сгорания:

средняя часть - 120, 650, 2,90;

первая секция - 346, 760, 1,47;

вторая секция - 364, 750, 1,55;

третья секция - 373, 900, 1,83;

корпус статора турбины - 555, 1140, 1,35;

корпус коллектора турбины - 277, 610, 1,45;

высоконапорная часть корпуса насоса окислителя - 770, >1280, >1,66;

высоконапорная часть корпуса насоса горючего - 680, >915, >1,35;

узел качания камеры - 281,> 600, >2,00.

Значком ">" отмечены максимальные полученные в ходе испытаний, разрушить агрегаты не удалось.

Кроме того, для вращающихся частей (при 14600 об/мин) запас прочности:

ротор турбины - 1,35;

крыльчатка насоса окислителя - 1,3;

крыльчатка 1-й ступени насоса горючего - 1,26;

крыльчатка 2-й ступени насоса горючего - 2,34.

Для рамы двигателя максимальная рабочая нагрузка равна 845 т, разрушающая - 1690 т, запас прочности - 1,98.

Максимальные рабочие нагрузки на элементы двигателя определены из условия форсирования тяги на 5% при неблагоприятном сочетании всех остальных внешних и внутренних факторов.

Экспериментальные значения запасов прочности определялись с учетом температуры среды, в которой работает конкретный элемент, а также с учетом наименьших прочностных свойств используемого материала по его техническим условиям и наиболее неблагоприятного сочетания допусков на геометрические размеры.

Приведенные выше данные по запасам прочности в полной мере удовлетворяют требованиям нормативной документации, и в истории создания РД-170 не отмечено случаев разрушения агрегатов в процессе огневых испытаний из-за недостаточной статической прочности.

Указанные выше запасы статической прочности приведены для иллюстрации традиционного подхода НПО "Энергомаш" в практике разработки ЖРД.

С началом летной эксплуатации двигателя РД-170 в НПО "Энергомаш" не прекращались работы по совершенствованию его характеристик. Эта работа проводилась по нескольким направлениям, и в первую очередь, в направлении снижения уровня динамических нагрузок на основные элементы агрегатов системы подачи топлива. В этом плане был реализован ряд мероприятий по совершенствованию характеристик гидравлических трактов, связанных с уменьшением потерь давления в высоконапорных магистралях кислорода до и после турбины и увеличением проходной площади соплового аппарата турбины. Кроме того, проведена замена материалов крыльчатки насоса окислителя и турбины на более прочные сплавы на никелевой основе. В итоге это позволило уменьшить обороты основного ТНА на 13% и увеличить запасы прочности по отношению к статическим нагрузкам основных элементов насоса окислителя и турбины (ротор турбины, крыльчатка насоса окислителя) примерно на 20%.

4. ЗАПАСЫ ПРОЧНОСТИ ОСНОВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ РД-170 ПО ОТНОШЕНИЮ К ДИНАМИЧЕСКИМ НАГРУЗКАМ. ДОСТИГНУТЫЙ РЕСУРС РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ

Одной из основных проблем, с которой столкнулись разработчики РД-170 в процессе отработки, явилось обеспечение прочности некоторых основных элементов конструкции при воздействии динамических нагрузок.

В первую очередь это относилось к наиболее нагруженным элементам насоса окислителя (лопатки крыльчатки и спрямляющего аппарата), турбинам (лопатки ротора) и трубопроводам небольших (до 16 мм) диаметральных размеров, соединяющих вибронагруженные агрегаты системы подачи топлива. В значительной мере указанная проблема выходила за рамки предшествующего опыта и была связана с уникальной величиной мощности агрегатов системы подачи топлива и необходимостью обеспечения длительного ресурса работы двигателя.

Решение проблемы было найдено в результате разработки и принятия комплекса мероприятий, включающих:

- отстройку собственных частот конструктивных элементов от частот спектра агрегатов подачи с максимальной амплитудой (лопаточные частоты);

- использование материалов с более высокими прочностными свойствами (гранульная технология для лопаток насоса окислителя и турбины);

- снижение уровня динамических нагрузок за счет совершенствования характеристик гидравлических трактов и снижения номинальных оборотов ТНА;

- использование известных в промышленности методов обработки поверхности лопаток насоса окислителя и ротора турбины с целью увеличения характеристик усталостной прочности (характерной особенностью процесса изготовления турбины является то обстоятельство, что процесс упрочнения поверхности лопаток производится после нанесения защитного покрытия).

Последовательная реализация указанных мероприятий позволила в итоге обеспечить, как отмечено выше, продолжительность работы двигателя, равную 17 летным ресурсам при 25 включениях. Исключительно важным является и то обстоятельство, что по результатам дефектации материальной части с использованием различных методов дефектоскопии не обнаружено дефектов, препятствующих дальнейшим испытаниям. При этом каких-либо ремонтных работ, предусмотренных документацией и связанных с заменой элементов двигателя, не проводилось.

Необходимо также отметить, что достигнутая продолжительность работы двигателя была продемонстрирована как при доводочных, так и при официальных (межведомственных) испытаниях, при этом примерно в течение 30% времени работы на основном режиме обеспечивались "неблагоприятные" условия работы (включая форсирование по тяге на 5%), приводящие к повышению (относительно номинального значения) оборотов ТНА.

Проведение огневых испытаний РД-170, связанных с установлением границы работоспособности двигателя по времени работы и числу включений, в настоящее время приостановлено из-за отсутствия цели (многократное использование двигателя пока не планируется) и отсутствия финансирования такой программы. Однако уже достигнутые результаты свидетельствуют о том, что разработчикам удалось успешно решить исключительно сложную задачу обеспечения многократного использования двигателя уникальной размерности.

Прогнозируемая продолжительность работы существующей конструкции двигателя составляет не менее 30 полетных ресурсов.

5. ЗАПАСЫ И ГРАНИЦЫ РАБОТОСПОСОБНОСТИ СИСТЕМЫ ОХЛАЖДЕНИЯ КАМЕРЫ

Конструкцией камеры предусмотрено регенеративное и пленочное (с использованием трех поясов щелевой завесы), охлаждение огневой стенки камеры керосином. Конфигурация и параметры системы охлаждения были выбраны и подтверждены еще на этапе автономной отработки камеры. Работоспособность системы охлаждения была дополнительно подтверждена всем объемом огневых испытаний двигателя в широком диапазоне параметров и при их наиболее неблагоприятном сочетании. Так, в частности, подтверждена работоспособность камеры в диапазоне изменения соотношения компонентов топлива от +20% до - 24% от номинального значения, при этом рабочий диапазон составляет ±7%.

Используемые в конструкции камеры решения обеспечивают запас по температуре стенки около 200°С, а по температуре жидкости более 300°С, что значительно превышает подобные характеристики двигателей малой размерности по тяге.

Результаты осмотра каналов охлаждающего тракта после проведения многократных испытаний свидетельствуют об отсутствии следов коксообразования, могущих ухудшить характеристики теплосъема.

Успешное решение проблемы охлаждения камеры со столь высоким давлением было обеспечено за счет оригинальных решений в конструкции системы щелевой завесы в сочетании с традиционной системой регенеративного охлаждения. Выявленные и изученные в процессе исследований исключительно тонкие и сложные механизмы тепло- и массообмена в пристеночном слое камеры позволяют использовать найденные решения в широком спектре задач для двигателей нового поколения.

6. ПЕРЕЧЕНЬ КЛЮЧЕВЫХ ТЕХНОЛОГИЙ РД-170

Сжатые рамки статьи не позволяют подробно остановиться на всех основных особенностях технологии двигателя. Поэтому ниже представлен перечень и краткая характеристика этих компонентов.

1. Модульный струйноцентробежный смесительный элемент газогенератора "жидкость-жидкость":

равномерность температурного поля и устойчивость процесса газогенерации в широком диапазоне соотношения компонентов и давлений; возможность создания газогенератора любой размерности; подтверждена работоспособность на топливе кислород-керосин и кислород-водород.

2. Защита агрегатов высокотемпературного окислительного тракта от возгорания (состав покрытия, способы нанесения);

обеспечивается эффективность защиты до температур не менее 900 °С; обеспечивает надежную работу при многоцикловом нагружении и большом ресурсе работы.

3. Лопаточные аппараты насосов и турбины большой мощности (способы конструирования и изготовления):

значительный ресурс работы при отсутствии дефектов.

4. Охлаждение огневой стенки камеры (расчет, конструирование, изготовление):

высокая эффективность теплосъема, ресурс работы практически неограничен; подтверждена работоспособность на керосине, разрабатывается модифицированный вариант для водорода.

5. Система разгрузки подшипников валов системы подачи большой мощности от осевых и радиальных сил, подшипники:

минимальные нагрузки, значительный ресурс работы.

6. Двухкомпонентный струйно-центробежный смесительный элемент и смесительная головка камеры:

высокая устойчивость и полнота сгорания топлива в широком диапазоне давления и соотношения компонентов; подтверждена работоспособность модифицированной конструкции на трехкомпонентном топливе.

7. Гибкий узел высокотемпературного окислительного тракта:

обеспечивает отклонение камеры на угол ± 8°.

8. Система уплотнений разъемных соединений жидкостных и газовых трактов высокого давления:

высокая надежность, герметичность соединений, технологичность сборки.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Полномасштабная разработка двигателя РД-253 была начата в 1962 г. В этот и предшествующие годы среди специалистов было немало дискуссий о правильности выбранной концепции и параметрах этого двигателя. Некоторыми специалистами высказывались сомнения в возможности создания двигателей по окислительной схеме с дожиганием и обеспечения требуемой надежности при высоком для того времени уровне давления в камере сгорания.

Практика отработки и эксплуатации этого двигателя опровергла высказываемые ранее сомнения, что в итоге дало возможность воплотить в основное направление развития мощных ЖРД в России инициативу, начатую в начале 60-х годов.

В проводимых исследованиях основное внимание уделяется вопросам формирования облика двигательной установки. По оценкам, проведенным ракетными организациями для различных схем выведения носителя (вертикальный старт-горизонтальная посадка, старт с грузового самолета-горизонтальная посадка и др.), наиболее перспективным является использование трехкомпонентных двигателей (кислород, керосин, водород). Для большинства специалистов является очевидной необходимость того, что технология трехкомпонентного двигателя должна опираться на прочный фундамент предшествующего опыта. Основные дискуссии, проводимые в настоящее время, посвящены вопросу о том, какая технология должна быть выбрана в качестве базовой и какой уровень проектных параметров двигателя может обеспечить приемлемый уровень технического и финансового риска. В этом плане (так же, как и в начале 60-х годов) рядом специалистов высказываются сомнения в возможности создания ЖРД окислительной схемы с дожиганием и высоким уровнем давления в камере. Можно предполагать, что указанные сомнения вызваны, как и ранее, недостатком информации о существующем положении дел и отсутствием в достаточной мере собственного опыта.

Публикуя настоящую статью авторы ставили своей целью восполнить недостаток информации о возможностях существующей технологии двигателей окислительной схемы с дожиганием.

В заключение авторы считают необходимым отметить, что базовая технология двигателей нового поколения для ракет-носителей однократного и многократного использования существует. Эта технология воплощена в настоящее время в конструкции двигателя РД-170 и его модификациях.

далее

назад

НЕКОТОРЫЕ СТРАНИЦЫ ИСТОРИИ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ НАУКИ И ТЕХНИКИ В ПОСЛЕВОЕННЫЙ ПЕРИОД В.П. Мишин