Рис. 1. Электрический ракетный двигатель
В марте 1921 г. в Москве начала свою деятельность первая в Советском Союзе научно-исследовательская и опытно-конструкторская организация по разработке ракет.
Упомянутая организация была создана по предложению инженера-химика Николая Ивановича Тихомирова (1860—1930) для реализации его изобретения по самодвижущимся (реактивным) минам и первоначально так и называлась — Лаборатория для разработки изобретений инженера Тихомирова. Помощником Н. И. Тихомирова и руководителем работ по испытаниям был Владимир Андреевич Артемьев (1885—1962), работавший в Лаборатории с мая 1921 г.
Проблема пороха была основной проблемой, с которой столкнулись организаторы Лаборатории при разработке реактивных мин. В результате работ, проведенных в Лаборатории с привлечением специалистов из Артиллерийской академии, был разработан шашечный бездымный порох на нелетучем растворителе (тротил-пироксилиновый) с большой толщиной свода (длительногорящий).
Одновременно с исследованиями порохов отрабатывалась и усовершенствовалась конструкция реактивных снарядов, создавались модификации реактивной мины Н. И. Тихомирова. Так, например, с 1924 г. под Ленинградом проводились полигонные пуски пороховых ракет, получившие развитие в 1928 г., после успешной разработки двигателей на бездымном порохе.
Многие экспериментальные работы по порохам проводились также в Ленинграде. Проведение работ в разных местах создавало организационные трудности, поэтому в середине 20-х годов было решено полностью перебазировать лабораторию в Ленинград, где она получила свое окончательное наименование — Газодинамическая лаборатория (ГДЛ).
В течение 1928—1933 гг. в ГДЛ были разработаны и прошли официальные испытания ракеты на шашечном бездымном порохе различных калибров для стрельбы с земли и с самолетов. Эти ракеты были использованы во время боевых операций на реке Халхин-Гол и с некоторыми доработками в Великой Отечественной войне 1941—1945 гг., где получили применение в многозарядных пусковых установках, широко известных под названием «Катюша».
Основные авторы этих разработок — сотрудники ГДЛ: Н. И. Тихомиров, В. А. Артемьев, Б. С. Петропавловский, Г. Э. Лангемак и И. Т. Клейменов.
С 1927 г. в ГДЛ разрабатывались пороховые ускорители для старта самолетов. В 1932—1933 гг. были успешно завершены испытания с пороховыми ускорителями легких и тяжелых самолетов (И-4, ТБ-1, ТБ-3 и др.).
Начиная с 1929 г., тематика работ ГДЛ была расширена: в апреле 1929 г. была начата организационная работа по созданию в ГДЛ подразделения (впоследствии — второй отдел ГДЛ) для разработки электрических и жидкостных ракетных двигателей (ЭРД и ЖРД), а с 15 мая 1929 г. были начаты соответствующие экспериментальные работы.
Второй отдел ГДЛ был первой в Советском Союзе организацией, субсидируемой государством, перед которой была поставлена задача практической реализации идей основоположника космонавтики К. Э. Циолковского.
Во втором отделе ГДЛ — по разработке электрических и жидкостных ракетных двигателей — работали талантливые инженеры, техники и механики: А. Л. Малый, В. И. Серов, Е. Н. Кузьмин, Е. С. Петров, Н. Г. Чернышев, П. И. Минаев, Б. А. Куткин, В. П. Юков, В. А. Тимофеев, Н. М. Мухин, И. М. Панькин и др.
Работы в нем проводились на научной основе: сначала теоретическая проработка вопроса, а затем проверка теоретических положений экспериментальным путем.
Для выполнения основной задачи — разработки ЭРД и ЖРД — во втором отделе ГДЛ решался целый ряд технических вопросов, в том числе:
— разработка схемы работы ЭРД,
— выбор рабочего тела для ЭРД (твердые и жидкие проводники),
— разработка механизмов подачи рабочего тела в камеру ЭРД,
— выбор способа подачи компонентов топлива в камеру сгорания ЖРД,
— разработка рациональных форм камер смешения и форсунок,
— разработка вопроса насосной подачи компонентов топлива,
— исследование характера горения готовых топливных смесей, помещенных в открытом сосуде и в полузамкнутом объеме (детонация в ракетном моторе),
— разработка способа зажигания топливных смесей (пиротехническое, электрическое, химическое),
— разработка способа охлаждения камеры сгорания и выбор термоизоляции камеры,
— выбор и исследование различных видов жидкого топлива и специальных примесей для увеличения удельного веса горючего и повышения его теплотворной способности, применение коллоидного топлива для реактивного мотора, получение азотного тетроксида,
— исследование влияния конструктивных элементов сопла и камеры сгорания на величину реактивной силы, разработка экспоненциального сопла,
— разработка летательных аппаратов с ЖРД на расчетную высоту подъема до 100 км. (РЛА-1, РЛА-2, РЛА-3, РЛА-100),
— разработка средств измерения для определения давления в камере сгорания, тяги двигателя, расхода компонентов и других параметров, а также целый ряд других работ.
В 1929—1930 гг. во втором отделе впервые теоретически и экспериментально была доказана принципиальная работоспособность электрического ракетного двигателя, использующего в качестве рабочего тела твердые или жидкие проводники (непрерывно подаваемые металлические проволоки, либо жидкие струи), взрываемые с заданной частотой электрическим разрядом большой мощности в камере с соплом (рис. 1). К форсунке и корпусу камеры, разделенным изолятором, подводились провода от электрической импульсной установки большой мощности, основными элементами которой являлись высоковольтный трансформатор, 4 выпрямителя и масляные конденсаторы емкостью 4 микрофарады, заряжаемые до 40 киловольт. Взрыванию подвергались нити из углерода, проволоки из алюминия, никеля, вольфрама, свинца и других металлов, а также жидкости: ртуть, электролиты.
Для подачи рабочего тела в камеру сгорания ЭРД были разработаны специальные приспособления, так называемые карбюраторы: проволочный, жидкостный, ртутный.
В 1932—1933 гг. ЭРД испытывался на баллистическом маятнике.
В 1930 г. во втором отделе ГДЛ впервые были предложены в качестве окислителей для жидкостных ракетных двигателей азотная кислота, ее растворы с азотным тетроксидом, перекись водорода, хлорная кислота, тетранитрометан и их растворы друг в друге, а в качестве горючего — бериллий и другие металлы и металлосодержащие соединения. В 1930 г. были разработаны и применены в двигателях экспоненциальные сопла и термоизоляционные покрытия из двуокиси циркония и других составов для камер сгорания.
В 1930—1931 гг. во втором отделе ГДЛ были спроектированы и изготовлены первые в СССР жидкостные ракетные двигатели: ОРМ (опытный ракетный мотор), ОРМ-1 и ОРМ-2. В 1931 г. было проведено около 50 стендовых огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей, работавших на азотном тетроксиде с толуолом и бензином (рис. 2, 3). В 1931 г. впервые были предложены самовоспламеняющееся топливо и химическое зажигание, а также карданная подвеска двигателя с насосными агрегатами.
С исторической и с технической точек зрения значительный интерес представляет двигатель ОРМ-1 — первый в СССР экспериментальный жидкостный ракетный двигатель, спроектированный и построенный в 1930—31 гг.
ОРМ-1 предназначался для кратковременной работы на жидком топливе: азотном тетроксиде с толуолом или жидком кислороде с бензином. При работе на жидком кислороде и бензине двигатель развивал тягу до 20 кг.
Внутренние поверхности стальной камеры сгорания и сопла были плакированы красной медью. Медные поверхности шести струйных форсунок имели гальваническую позолоту для обеспечения коррозионной стойкости в компонентах топлива. На входе в форсунки окислителя и горючего устанавливались пружинные обратные клапаны с фильтрами.
Камера сгорания снабжалась набором сопел с диаметром отверстия 10, 15, 20 мм. Двигатель имел статическое охлаждение водой, заливаемой в рубашку.
Зажигание осуществлялось с помощью смоченной горючим ваты, поджигаемой бикфордовым шнуром, а подача компонентов топлива из баков в двигатель осуществлялась сжатым азотом.
В 1931—32 гг. были разработаны и испытаны экспериментальные поршневые топливные насосы, приводимые газом, отбираемым из камеры сгорания двигателя.
В 1932 г. во втором отделе ГДЛ были разработаны конструкции экспериментальных двигателей от ОРМ-4 до ОРМ-22 для изыскания типа зажигания, метода запуска и систем смешения при испытании на различных компонентах топлива. При стендовых испытаниях этих двигателей в 1932 г. в качестве окислителей использовались жидкий кислород, азотный тетроксид, азотная кислота, растворы азотного тетроксида в азотной кислоте, а в качестве горючего — бензин, бензол, толуол, керосин.
С двигателями ОРМ-4, ОРМ-5, ОРМ-8, ОРМ-9 и ОРМ-12 было проведено несколько десятков огневых испытаний. Давление в камере сгорания достигало 50 атм, а время испытания — 1 мин. Зажигание двигателя было электрическим и пиротехническим. Внутренний диаметр стальных цилиндрических камер сгорания ОРМ-8 равнялся 40 мм. Стальная камера сгорания ОРМ-9 с внутренним диаметром и длиной 90 мм покрыта изнутри керамической термоизоляцией толщиной 10 мм (двуокись циркония или окись магния с растворимым стеклом), сопло плакировано красной медью толщиной 8 мм, диаметр отверстия сопла 15 мм. Камера сгорания и сопло ОРМ-12 того же размера, что у ОРМ-9, плакированы красной медью.
Для выбора наилучшего способа подачи компонентов топлива в двигателях были испытаны различные типы форсунок: в двигателе ОРМ-4 были щелевые форсунки, в ОРМ-5 — струйно-щелевые и в ОРМ-8 — струйные.
В двигателе ОРМ-9 струйная форсунка была расположена в головке камеры сгорания против сопла.
В двигателе ОРМ-11 струйная форсунка располагалась на боковой цилиндрической поверхности камеры сгорания.
В двигателе ОРМ-12 уже были применены две отдельные центробежные форсунки с обратными клапанами для впрыска окислителя и горючего. Форсунки устанавливались друг против друга на боковой цилиндрической поверхности камеры сгорания.
В двигателе ОРМ-16 были установлены центробежные форсунки более совершенной конструкции.
Наряду с разработкой конструкции двигателей при разработке способа подачи компонентов топлива еще в 1930 г. было установлено, что для малых ракет наиболее рационален способ вытеснительной подачи компонентов, а для больших ракет необходима система подачи насосами.
В течение 1931—32 гг. были предложены и испытаны ряд поршневых насосных агрегатов (двигатель ОРМ-А), насосный агрегат для питания реактивного двигателя тягой 300 кг, работающего на азот-тетроксид-толуоловом топливе).
В 1933 г. были разработаны и испытаны на стенде двигатели от ОРМ-23 по ОРМ-52 с пиротехническим и химическим зажиганием на азотнокислотно-керосиновом топливе. Опытные двигатели ОРМ-50 тягой 150 кг и ОРМ-52 тягой 300 кг прошли в 1933 г. официальные стендовые испытания.
Специально для отработки начального зажигания с помощью факела горящего карбюрированного воздуха (бензино-воздушной смеси) был разработан и изготовлен экспериментальный двигатель ОРМ-23 для кратковременных пусков. Были получены удовлетворительные результаты как для одноразового, так и для повторного зажигания.
Многочисленные испытания различных видов ОРМ, проведенные к этому времени, показали, что неохлаждаемые сопла быстро разрушаются и для увеличения ресурса работы в двигателях ОРМ-24 и ОРМ-26 было применено воздушное охлаждение сопла с помощью наружных профилированных насадок (в ОРМ-24) и профильных ребер на сопле (в ОРМ-26).
Проведенные опыты показали, что воздушное охлаждение недостаточно эффективно, и в двигателе ОРМ-27 было предусмотрено полное проточное охлаждение жидкостью камеры сгорания и оребренного сопла. В этом двигателе предусматривалась также температурная компенсация удлинения сопла.
Наряду с указанными, были предложены и другие варианты защиты сопла от разрушения. Так например, в двигателе ОРМ-28 было неохлаждаемое толстостенное сопло; в двигателе ОРМ-30 сопло защищалось завесой горючего от дополнительно установленных форсунок. Ни та, ни другая попытка не привели к положительным результатам.
В более поздних конструкциях, а именно, начиная с двигателя ОРМ-34 вопрос об охлаждении сопла был решен более полно. Сопла стали выполняться с полным проточным охлаждением и спиральным оребрением:
Наиболее совершенными двигателями, разработанными во втором отделе ГДЛ, были ОРМ-50 и ОРМ-52.
Двигатель ОРМ-50 тягой 150 кг на азотнокислотно-керосиновом топливе с химическим зажиганием (рис. 4) был разработан по заданию МосГИРДа и предназначался для ракеты 05. Сдаточные стендовые испытания двигатель прошел в 1933 г. Двигатель допускал многократные испытания. Стальная цилиндрическая камера сгорания с внутренним диаметром 120 мм имела регенеративно охлаждаемые кислотой крышку и коническое сопло со спиральным оребрением. Диаметр критического сечения сопла равнялся 23 мм. Камера была снабжена четырьмя центробежными форсунками с обратными клапанами.
Двигатель ОРМ-52 тягой 300 кг на азотнокислотно-керосиновом топливе с химическим зажиганием (рис. 5) предназначался для ракет и морских торпед. Этот же двигатель предназначался для экспериментальных ракет РЛА-1, РЛА-2 и РЛА-3. В 1933 г. ОРМ-52 прошел сдаточные стендовые испытания. Удельная тяга ОРМ-52 равнялась 210 сек, давление в камере сгорания — 25 атм. Стальная цилиндрическая камера сгорания с внутренним диаметром 120 мм и сферической головкой имела внутреннее охлаждение, а крышка камеры и сопло со спиральным оребрением — регенеративное (кислотой). Сопло коническое (20°), диаметр критического сечения 32 мм, число форсунок с обратными клапанами равнялось 6. Вес двигателя 14,5 кг.
В 1933 г. продолжалась отработка систем подачи компонентов топлива в реактивный мотор. В этом году была разработана конструкция турбонасосного агрегата с центробежными насосами для подачи жидких компонентов топлива в двигатель с тягой 300 кг.
Необходимо отметить, что разрабатываемые в ГДЛ двигатели, конструкции которых постоянно улучшались, были наиболее совершенными двигателями, получавшими неизменно высокую оценку специалистов.
Профессор В. П. Ветчинкин из Центрального аэрогидродинамического института (ЦАГИ), побывав в ГДЛ в декабре 1932 г., присутствовал при испытании жидкостного ракетного двигателя ОРМ-9. В отзыве Ветчинкина, в частности, говорилось: «В ГДЛ была проделана главная часть работы для осуществления ракеты — реактивный мотор на жидком топливе... С этой стороны достижения ГДЛ следует признать блестящими» (1).
В начале 1933 г. начальник вооружений Красной Армии М. Н. Тухачевский, которому была подчинена Газодинамическая лаборатория, присутствовал при стендовом испытании жидкостного ракетного двигателя и высоко оценил достижения ГДЛ. Еще в 1932 г. в письме начальнику Военно-технической Академии РККА М. Н. Тухачевский сообщал: «Особо важные перспективы связываются с опытами ГДЛ над жидкостным реактивным мотором, который в последнее время удалось сконструировать в лаборатории» (2).
В конце 1933 г. коллективы ГДЛ и ГИРД были объединены в Реактивный научно-исследовательский институт (РНИИ). В стенах РНИИ сложился творческий коллектив советских ракетчиков и был создан ряд экспериментальных баллистических и крылатых ракет и двигателей к ним.
Коллектив специалистов по ЖРД, выросший в ГДЛ, разработал в РНИИ (1934—1938) серию экспериментальных двигателей от ОРМ-53 до ОРМ-102, работавших на азотной кислоте и тетранитрометане, и первый отечественный газогенератор ГГ-1, работавший часами на азотной кислоте с керосином и водой (рис. 6).
Двигатель ОРМ-65 (рис. 7), прошедший официальные испытания в 1936 г., был лучшим двигателем того времени (азотнокислотно-керосиновое топливо, регулируемая тяга 50—175 кг, удельная тяга 210 сек, пуск ручной и автоматический). Двигатель ОРМ-65 выдерживал многократные пуски: экземпляр № 1 за 50 пусков наработал на земле 30,7 мин, в том числе на стенде 20 пусков, на крылатой ракете 212 — 8 пусков, на ракетопланере РП-318 — 21 пуск; экземпляр № 2 прошел 16 пусков, в том числе на крылатой ракете 212 — 5 пусков и на ракетопланере РП-318 — 9 пусков.
Ценным вкладом в историю отечественной ракетной науки и техники вошли труды ГДЛ, ГИРД и РНИИ.
В ГДЛ — первой в СССР организации по разработке ракетных двигателей — в 1929—1933 гг. были созданы и успешно опробованы в действии первый в мире экспериментальный электротермический ракетный двигатель и первые отечественные жидкостные ракетные двигатели ОРМ, ОРМ-1, ОРМ-52, работавшие на жидком кислороде, азотном тетроксиде, азотной кислоте и толуоле, бензине, керосине. Коллективом, выросшим из ГДЛ, продолжавшим в РНИИ и после него разработку жидкостных реактивных двигателей на различных топливах, были созданы многие другие, более мощные двигатели, получившие самое широкое применение.
1. Архив ГДЛ, оп. 1, д. 23, л. 12.
2. Архив ГДЛ, оп. 1, д. 138, ч. 1, л. 5.