Товарищи!

Мы с вами были свидетелями многих выдающихся исторических событий в жизни нашей страны, но XXII съезд займет особое место среди этих событий.

В обязательствах, которые мы приняли перед съездом, говорится об увеличении производительности труда на 8-10% по плану, на 3-5% сверх плана.

Товарищи! Получается, что мы приняли хорошее, правильное социалистическое обязательство, но, чтобы его хорошо выполнить, нам надо крепенько потрудиться.

Какой можно сделать важный вывод? Нельзя идти по пути арифметического увеличения планов. Если увеличивать численность кадров, строить новые цехи — это увеличивать арифметически. Такой путь невозможен. В масштабах нашего производства нужны будут отдельные объекты, сооружения, но вряд ли они послужат основным фактором и будут средством достижения цели.

Нужно сделать еще второй вывод — если анализировать внешние факторы, то можно сказать, что они не сильно перетянут чашу весов. Очень большой объем работы мы делаем у себя, однако многое — не нашего профиля. Будем освобождаться от таких работ, но когда все это анализируешь, то приходишь к выводу, что все возможности находятся в пределах нашего предприятия.

Товарищи! Если говорить о задачах партийной организации нашего коллектива, то первым делом надо сказать, как мы закончили 1961 г.

Что, товарищи, можно сказать? Мы неплохо закончили этот год, трудностей было много, много было тяжелых испытаний. Что хочется отметить в целом? Во-первых, высокий уровень разработки тех изделий, которыми мы занимались. Надо сказать, что большинство трудностей связано с некачественной работой, а иногда с недобросовестной работой наших смежных организаций. В этом есть и наша доля вины. Значительные сдвиги имеются по работе т. Садовского. Работа т. Садовского проходит у нас впервые в таком масштабе.

Мы имели практическое опережение по срокам. Я не останавливаюсь на финансово-экономических характеристиках. Нельзя не отметить, что по тематическому плану, по научно-техническим характеристикам разработки осуществляются на достаточном уровне. Хочу отметить, что наш коллектив свои обязательства к XXII съезду выполнил с честью.

Принятые нами соцобязательства за звание коллектива коммунистического труда отвечают нашим чаяниям. Они являются первым шагом, который сделан по пути выполнения задач, поставленных новой программой партии. Наш коллектив внес достойный вклад в дело оборонной мощи нашей страны и в подъем нашей отечественной науки. Мы с честью выполняем трудные задачи, которые поручены нашему коллективу.

Когда начинаешь смотреть, какие задачи поставить перед коллективом, как их выполнить, как выполнить задачи 1962 г., хочется отметить, что в отдельных подразделениях у работников появляется благодушное, самоуспокоенное отношение к недостаткам, промахам. У нас есть много узких мест. Здесь, на активе, товарищи, давайте поговорим об узких местах, поговорим с партийной точки зрения. Перед нами программой партии поставлены большие задачи. Готовы ли мы к их выполнению? Начнем с первого вопроса. С уровня нашей работы. Мы должны помнить, что, какие бы мы машины ни разрабатывали, уровень должен быть перспективным и современным. Наша тематика очень сложная. Я внес бы такое предложение: проработать и обсудить с привлечением большой группы работников, а также с привлечением большой группы ученых и лучших организаций нашей страны перспективный план развития нашей тематики на ближайшие 10 лет в два этапа. Первый этап — до 1964-1965 гг. Провести обсуждение этого этапа в 1961 г. План тематики 1962-1963 гг. провести до 1962 г. Если партийная организация мне поручит, то я приму самое широкое участие в решении этих вопросов. План второго этапа — до 1970 г., подготовить в 1962 г. Этот второй этап было бы целесообразно поручить группе товарищей.

Надо также организовать работу нашего НТС, который до сих пор не работает. Я вношу предложение: составить план работы НТС на 1961 г. План на 1962 г. надо поручить группе товарищей. Надо включить в эту группу тт. Мишина, Бушуева. Хотелось бы внести предложение, чтобы в 1961 г. в ОКБ-1 был организован и практически начал работу ученый совет. Поручите этот вопрос т. Мишину. Организовать в отделах библиотеки, комплексные лаборатории, демонстрационные залы, в которых мы могли бы посмотреть проектно-расчетные материалы, особенно материалы по испытаниям.

Товарищи! Мы работаем в такой спешке, что небрежно относимся к старому опыту. Нельзя забывать старый опыт. Можно сказать о том, что до сих пор нет у нас учебников, как в учебных заведениях, нет ни курсов, ни атласов по проектированию. Это непростительно, тт. Крюков, Попов. Я называю товарищей неспроста. Те сложные вопросы, к которым мы подходим, нуждаются в обмене опытом. Мне приходится бывать на некоторых предприятиях. Надо, чтобы многие товарищи тоже побывали. Я бы внес предложение: заняться в декабре этого года вопросом обмена опытом тт. Крюкову, Охапкину, Ключареву.

Товарищи! Мы, как правило, работаем в сжатые сроки, и у нас выпадают важные звенья, такие, как защита экономичности проектов. Я бы внес предложение: ввести защиту рабочих проектов, технологических проектов. Все понимают, что при разработке проектов многие трудности опускаются, а иногда забываются. Мне думается, что было бы правильно защищать или подвергать обсуждению основные расчеты, на базе которых строятся все изделия нашего предприятия. Специалисты — это наши инженеры, рабочие, мастера, конструкторы — молодые и немолодые, ученые с высокими степенями — должны оценивать труд своих товарищей. Я бы внес предложение: группе товарищей подработать метод таких обсуждений — что обсуждать, как обсуждать, разработать проекты таких семинаров. Чтобы товарищи могли разработать укрупненный план по нашим изделиям, которые проходят испытания. План такой должен быть на 1962 г.

Очень небезынтересны экспериментальные отработки. Мы начинаем отрабатывать только тогда, когда что-нибудь не получается, а предвидеть разве нельзя? Если нельзя во всем объеме, то можно точно сказать, что же недостаточно отработано. Не проходит ни одного актива, заседания или совещания, чтобы мы не спорили. Можно ли все это пустить на самотек? Возьмем вопрос документации. По сути дела, в ней заложена подготовка производства.

Но дело в том, что технологическую документацию в цехах даже не читают. Не является ли она той формой, которая прикрывает бездеятельность, позволяет кому-то перестраховаться и занимает уйму сил и времени? Только выпущена документация, и тут же извещения на изменения, изменения на изменения, изменения на извещения изменений и т.д. В результате — чертежик, а к нему папка, в которую поглядывают сборщики, как там и что. Мы что, и в коммунизм идем с этими грязными папками?

Что такое хорошая документация? Что значит иметь в одном случае документацию лучше, в другом хуже? Каким показателем определять это понятие с учетом того, что мы работаем в самой передовой стране, на самом передовом участке?

Что такое хорошая документация? Я хочу отметить два момента. Первый — документация должна быть простой и ясной для работающего с ней. Второй — по ней можно просто, дешево и разумно делать в производстве вещи.

Но как добиться этого? Мы мощная организация, только в одном нашем КБ работает около 8,5 тыс. чел., не помню, сколько докторов и кандидатов наук, их хватит на десять институтов. Вопрос не легкий, потому что документация очень нужна, и, как говорится, без нее никуда, "ни туды и ни сюды".

Я вношу такое предложение: нужно дать поручение группе товарищей поработать в этом направлении — сделать анализ с точки зрения толковой документации, посмотреть на наш прежний опыт. Чем плоха наша документация, как видоизменялась за последние 5 лет? Нужно сформулировать основные критерии, которые характеризуют производственную документацию. Может быть, нам создать общественный совет по конструкциям и технологии? Эта работа не на один день, чтобы наконец найти взаимосвязь между производством и конструкцией в новых условиях, по новым задачам, которые ставит программа партии, давать первокласные машины и на 10% больше из года в год, используя те же силы и деньги, чтобы через 20 лет давать продукции в 6 раз больше. При коммунизме будут не нужны некоторые вещи, но я большой оптимист и думаю, что народу будут нужны наши вещи. Перспектива не закрывается на 20 и больше лет, дожить бы до этого времени. Есть смысл создать постоянно действующий совет. У нас есть постоянно действующее совещание (шум в зале)... товарищ председатель, я неточно выразился — полудействующее совещание, наверное, все приложили к этому руки.

Товарищи! Давайте рассмотрим также вопрос технологии. Какие основные черты хорошей технологии? Простота изготовления. А сборка ручная. В социалистических обязательствах так записано: добиться резкого снижения ручных работ: в 1962-1963 гг. — до 60%, в 1963 г. и до конца 1965 г. — до 40-35%. Но через 20 лет это будет выглядеть удивительно. Можно сделать часы величиной с эту комнату, и если подойдет к ним человек и наладит их, то это уже не ручной труд, когда одним движением он отрегулирует весь такой механизм. Это вовсе не значит, что он подошел с отверткой и что-то повернул. Нужно посмотреть с другой стороны, чтобы не получилось автоматизации на 5 минут, а дальше — ручной труд. Это нужно конкретно посмотреть.

Нужно поручить группе товарищей — технологов — в принципе посмотреть вопросы методики сборки, сделать анализ машин, оборудования в оснащенности производства. Посмотреть вопросы кооперирования и специализации, включая и наши стыковки со смежными организациями. У нас делается изделие, а одно смежное предприятие, где разрабатываются для нас агрегаты, считает, что мы их смежники. Это неправильно. Если будет новая технология, то постоянно действующему совету неплохо все усилия объединить.

Товарищи! Можно еще высказать целый ряд соображений по отдельным вопросам. Я думаю, что не стоит на этом останавливаться. Позвольте мне остановиться на одном важном вопросе — о наших кадрах.

Товарищи! Машина будет мертва в руках человека, который не любит, не понимает ее и небрежно с ней обращается. Нужно, чтобы мы перешли к коммунистическому труду. Нужно, чтобы люди, особенно молодежь, выработали коммунистическое отношение к труду, к производству, к порученному делу. В этом отношении дела не блестящи. Я специально останавливаюсь на этом вопросе, потому что в технике и технологии самое главное — человек, который, как записано в соцобязательствах, должен относиться творчески к работе, выполнять задания по росту производительности труда, снижению себестоимости, выдавать качественную продукцию, быть рационализатором и т.д., постоянно повышать свой общественный уровень и технические знания, не допускать нарушений производственной дисциплины, создавать нетерпимую обстановку вокруг нарушителей.

Для успешного решения задач, поставленных XXII съездом перед нашим коллективом, надо задуматься над очень важным указанием, которое записано в программе нашей партии. Важным и непременным условием в нашем труде, да и не только в труде, но и в нашей жизни, является самое широкое привлечение всех работающих для выполнения этих задач. Надо серьезно пропагандировать и разъяснять эти задачи всем членам нашего коллектива. Никакой самый умелый человек, никакая группа самых активных товарищей не справится с этими задачами, если люди сами не будут сознательно участвовать в этом.

Очень важно, чтобы коммунисты показывали пример в труде и быту. Огромны задачи, о которых мы здесь говорили, и они могут быть решены при самом активном участии всех трудящихся. Поэтому вопрос о коммунистическом воспитании всех работающих в нашем коллективе должен быть в центре внимания нашей парторганизации.

Здесь присутствуют все руководители. Они должны стать активными пропагандистами нашей партии, нашей программы, нашего устава и довести их до сознания каждого трудящегося в конкретной форме. Нужно, товарищи, самим руководителям, и в первую очередь коммунистам, самим хорошо знать, и не только знать, нужно "заболеть" задачами, которые записаны в новой программе партии.

Еще одно замечание. Мне хочется сказать, что на XXII съезде в выступлениях делегатов, в заключительном слове Н.С. Хрущева было сказано, что задачи огромны, и везде красной нитью проходило, что эта работа не разовая, что она должна быть систематической, последовательной и настойчивой. Будут и ошибки, но нужно последовательно выполнять свое дело. Этот труд должен быть постоянным, должен стать существенной потребностью в жизни каждого человека, как это записано в программе партии.

РЦХИДНИ, ф. 2416, оп. 2, № 404, л. 113-140. Публикуется впервые, с сокращениями.

Собрание партактива ОКБ-1 состоялось 24 ноября 1961 г. с повесткой дня: "Об итогах XXII съезда КПСС и задачах предприятия".

С.П. Королев был делегатом XXII съезда КПСС, поэтому его доклад, помимо раздела о перспективах развития предприятия, содержал личные впечатления о заседаниях съезда (при публикации опущены).

Следует обратить внимание на то, что С.П. Королев, намечая перспективу развития ОКБ-1, руководствовался принципиальным положением о необходимости интенсивного развития предприятия главным образом за счет повышения производительности труда. Его предложения направлены на развитие технической критики путем привлечения к обсуждению задач предприятия широкого круга специалистов, включая рабочих, мастеров, всех непосредственных участников работ. Как всегда, С.П. Королев большую роль отводит воспитательной работе, пробуждению сознательного и творческого отношения к делу.

По материалам доклада было принято развернутое решение.

Развитие баллистических ракет дальнего действия и ракет-носителей для решения задач освоения космического пространства связано с необходимостью повышать эффективность двигательных установок и уменьшать их вес.

Достигнутые в последние годы в СССР успехи позволили исчерпать повышение экономичности двигательных установок за счет снижения потерь в камере сгорания и в ТНА.

Дальнейшее повышение экономичности двигателей возможно путем применения более калорийных топлив и новых схем, исключающих потери на привод ТНА.

Разработанный двигатель является первым отечественным ЖРД, созданным по замкнутой схеме, при которой отсутствуют потери удельной тяги, связанные с выбросом рабочего тела для привода турбины ТНА. Это позволило при использовании обычных компонентов топлива получить удельную тягу в пустоте более высокую, чем у всех существующих отечественных двигателей. Важной особенностью нового двигателя является возможность его запуска в условиях безвоздушного пространства и невесомости.

При разработке этого двигателя успешно преодолены новые принципиальные трудности (выбор схемы запуска, работы на режиме и выключении, разработка конструкции и организация рабочего процесса в агрегатах и двигателе в целом). Разработана методика проведения испытаний и создан комплекс испытательных установок, обеспечивающих отработку всех агрегатов и двигателя в целом.

В конструкции камеры сгорания двигателя применены титановые сплавы. При этом впервые в отечественном двигателестроении разработаны и освоены сложные технологические процессы пайки и сварки титановых сплавов.

При отработке двигателя экспериментально показана возможность самовоспламенения компонентов и осуществления запуска без специального зажигательного устройства.

Новый двигатель является оригинальной разработкой, не имеющей прототипа, создан в чрезвычайно сжатые сроки (декабрь 1959 г. — сентябрь 1960 г.). Этим практически решена сложная научно-техническая проблема первого отечественного образца ЖРД замкнутой схемы, обеспечившего существенный прирост удельной тяги и открывшего реальную возможность дальнейшего повышения экономичности ЖРД с использованием различных компонентов.

АРКК, д. 2324, л. 204.

Документ подготовлен 8 декабря 1961 г. в связи с выдвижением коллектива создателей двигателя замкнутой схемы на соискание Ленинской премии. Этот двигатель был разработан в соответствии с Постановлением от 10 декабря 1959 г.

Направляя соответствующее ходатайство в ГКОТ, СП. Королев подчеркивал важность этой работы для реализации многочисленных космических программ, а также отмечал эту работу как крупнейшее достижение в области двигателестроения. Однако ходатайство ОКБ-1 не было поддержано.

Публикуемый документ имеет большое познавательное значение, так как он характеризует важный этап работы ОКБ-1 и доказывает практическую возможность дальнейшего совершенствования ЖРД.

ОКБ не может согласиться с решением секции космической биологии и медицины Междуведомственного НТС по космическим исследованиям¹, в котором указывается, что продолжительность предстоящего космического полета должна быть не более 2 сут. Излишне осторожное и медленное накопление опыта длительных полетов неизбежно приведет к необоснованной затяжке в решении научных и инженерно-технических задач. ОКБ считает необходимым установить продолжительность предстоящего полета объекта "Восток" не менее 3 сут.

В дальнейшем все усилия должны быть направлены на скорейшее решение вопроса о длительных (более 3 сут) полетах в условиях невесомости. Только такая постановка вопроса позволит осуществлять полеты необходимой продолжительности для решения намеченных задач.

Для успешного освоения космического пространства необходимо привлечение к космическим полетам возможно большего числа космонавтов, подготовленных для ведения научных исследований, астрономических наблюдений и т.д. В связи с этим необходимо рассмотреть вопросы о снижении требований к отбору космонавтов с целью привлечения к полетам инженеров и научных работников.

Одновременно с этим необходимо указать на то, что Институт медико-биологических проблем и его смежные организации до сих пор не уделили должного внимания теоретическим и экспериментальным исследованиям в области изучения влияния на человека (в частности, на вестибулярный аппарат) угловых ускорений в невесомости, а также в области изучения методов и средств для устранения расстройств человеческого организма в условиях космического полета. Мы считаем эту задачу одной из главных в освоении космического пространства. ИБФ АМН СССР проявил в этом вопросе инициативу и предложил немедленно начать исследования влияния угловых ускорений на вестибулярный аппарат на своих установках с участием научных работников в области медицины и инженеров-проектантов ОКБ. Имеется возможность начать такие исследования в ближайшее время.

Мы считаем необходимым провести также в ИБФ АМН сравнительную оценку пороговой чувствительности вестибулярного аппарата к угловым ускорениям у отобранных космонавтов (включая тт. Гагарина Ю.А. и Титова Г.С.), что, по нашему мнению, представляет интерес при анализе результатов предстоящего полета и при разработке методов тренировки космонавтов.

Необходимо также решить вопрос о применении профилактических средств, предупреждающих расстройства организма человека в условиях космического полета.

По нашему мнению, целесообразно было бы поручить секции космической биологии и медицины разработать развернутый план работ по затронутым вопросам с учетом наших замечаний.

АРКК, д. 2743, л. 2-4. Публикуется впервые.

¹ 28 января 1960 г. при Академии наук СССР был организован постоянно действующий Междуведомственный научно-технический совет по космическим исследованиям и утвержден состав его президиума.

Письмо С.П. Королева в Академию наук СССР от 12 января 1962 г.

1. Необходимо сделать достаточно стройное обоснование G₀, так как большое значение G₀ уже неоднократно (главным образом со стороны МО) подвергалось оспариванию.

Здесь, видимо, можно сказать о необходимом весе грузовой части в обычном и глобальном вариантах, исходя из задания на самую большую энергетику.

Подтвердить предыдущие соображения можно тем, что при этом получается неплохой (и не слишком сложный!) вариант грузовой части с "россыпью", с большой энергетикой по площади (в частности). Прикинуть варианты россыпи с Э = 5,10.

Несложно при этом получить G₀ и в части РД (их не слишком много, см., для примера, 8К71, 74).

Можно использовать анализ (если его толково составить в виде таблицы) роста весов изделий США, тяг РД и т.д. ("Сатурн" — все варианты (включая и Н₂), "Нова" и см. один из ранних проектов Брауна с G₀ = 7000 т (?!)).

Вместе с М.В. Мельниковым определить потребный вес для полета с ЭРД для решения главных задач: Луна, Марс, Венера (т.е. ТМК).

Вместе с К.П. Феоктистовым (и в порядке некоторой проверки предыдущего пункта) определить потребные веса для облета Луны и посадки на Луну с возвращением.

Лучше всего было бы определить (с участием отдела № 17, очевидно) затраты топлива на единицу полезного груза для вывода на орбиту (H = 300 и 200 км), а затем к Луне, с названными выше задачами. Если такие цифры могут быть получены для Луны, то хорошо бы и для Марса и Венеры!

2. Необходимо составить достаточно ясную и, главное, рациональную схему технологической сборки, стыковки и перевозки изделия со СП.

Основным вариантом здесь должен быть вариант разборных емкостей, разборных панелей и т.д. со сборкой их на ТП или даже прямо на СП. Другие варианты — резервные (пока!). Но для того чтобы этот вариант был рациональным, надо разработать правильное технологическое деление на отсеки и технологию сборки их.

Здесь можно было бы провести технологическое сравнение схем сборки, числа проверочных, стыковочных и т.д. операций для существующих изделий, например 8К74, "Восток" и др.

Неплохо здесь использовать опыт сварки больших шаров-емкостей у т. Патона.

Но нужны четкие схемы (хотя бы скелетные — одной линией!) и сравнительные технологические цифровые данные.

Было бы очень хорошо, если бы за эту работу взялись С.О. Охапкин и товарищи.

3. По вопросу сравнения топлив (в основном двух конкурирующих вариантов) хорошо бы вместе с М.В. Мельниковым и И.И. Райковым (и используя его записку) составить анализ основных качеств сравниваемых компонентов.

Несомненно, здесь можно использовать и те данные, что есть в уже составленных таблицах по топливам, по общему сравнению вариантов и по весу выводимого груза для разных задач и т.д.

Особенно важно было бы оттенить вопросы: о запуске РД на тех и других компонентах; эксплуатации; развенчать АТ как высококипящий и т.д.

Примечание. Возможно, что вопросы, так сказать, "внешней" эксплуатации лучше оттенить в разделе наземного комплекса, а здесь затронуть вопросы горения, число РД и т.д.

4. Необходимо совместно с Л.А. Воскресенским и Б.А. Соколовым составить скелетную (можно одной линией) схему (схемы) для различных ТП и СП, исходя из следующих вариантов:

I + II + III ступени — все на базе существующей испытательной базы; само сооружение стола должно быть изготовлено как промышленное, а не строительное изделие, с отводом газов индивидуально от каждого сопла I ступени (см. фото подставки "Сатурна");

II + III (+ IV), т.е. I + П + III — на основе семерочной испытательной базы;

к обоим случаям определить число хранилищ, но надо обязательно [два последних слова дважды подчеркнуты] хранилища делать: а) из алюминия; б) горизонтальные; в) емкостью 120-150 т (и обе половины привязать и соединить на пусковой базе) [приведена схема соединения].

Всю "землю" делать защищенной на 0,2 кг/см².

Музей РКК "Энергия". Автограф. Публикуется впервые, с сокращениями. Предоставлен для публикации С.С. Крюковым.

Документ подготовлен С.П. Королевым 5 февраля 1962 г. на космодроме и направлен С.С. Крюкову с таким письмом: «Сергей Сергеевич, посылаю Вам "Заметки". Прошу Вас 5.II с.г., возможно, раньше:

1. Ознакомить товарищей с "Заметками" и дополнить их и т.д. — одним словом, запустить в работу.

2. Ознакомить товарищей с Вашими новыми прикидками и пр. (у Вас в 3-м отделе!).

Наш общий разговор состоится в 6/П и 7/П еще раз, но хотелось бы иметь уже хотя бы наметки по п. 1».

Этот документ характеризует состояние дел по одной из основных проблем проекта тяжелого носителя Н-I — выбору его начального веса. При этом можно сделать однозначный вывод, что основным оппонентом по этой проблеме выступало Министерство обороны, которое, однако, не имело четкого представления об использовании Н-I как боевого оружия. Из указаний С.П. Королева следует, что ОКБ-1 пыталось своими исследованиями помочь МО расширить представления на этот счет.

Необходимость учитывать в первую очередь запросы МО, которое, как следует из "Заметок по Н-I", занимало жесткую позицию, несомненно, не позволяла принять начальный вес носителя, исходя из потребностей основных космических программ, четко сформулированных к этому времени. Поэтому С.П. Королев просил подготовить такие данные, которые убеждали бы, что начальный вес нужно сделать как можно большим. Отсюда его ссылка на "Марс-проект" Брауна.

"Заметки по Н-I" имеют прямое отношение к завершающему этапу подготовки эскизного проекта Н-I, защита которого состоялась в июле 1962 г. (см. с. 363).

Этот документ является выразительным свидетельством способности С.П. Королева как главного конструктора направить усилия своего коллектива на решение узловых вопросов, поставленных конкретно, четко, лаконично и, что имеет особое значение, в уважительной форме, с пониманием их сложности.

С.П. Королев заранее обдумал форму, в которой должны быть представлены при публичном обсуждении результаты намеченных им исследований. К "Заметкам по Н-I" приложен перечень иллюстративных материалов (при публикации опущен), причем даже оговорены толщина линий и высота цифр.

Продолжить разработку и изготовление ракеты Н-I, эскизный проект которой разрабатывает ОКБ-1 ГКОТ совместно с другими научно-исследовательскими и проектно-конструкторскими организациями в соответствии с Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 23 июня 1960 г. и Постановлением от 13 мая 1961 г.

Отработку ракеты Н-I целесообразно вести в два этапа.

1-й этап. Отработка II и III ступеней ракеты Н-I с двигателем НК-9 ОКБ-276 ГКАТ (в настоящее время этот двигатель проходит огневые стендовые испытания) с дальнейшим переходом на двигатели НК-15 того же ОКБ и создание на базе этих ступеней самостоятельной ракеты Н-II со стартовым весом порядка 750 т, способной вывести на орбиту вокруг Земли полезную нагрузку весом около 25 т.

Ракета Н-II будет иметь большие возможности военного применения:

как межконтинентальной баллистической трехступенчатой ракеты, управляемой по принципу глобальной ракеты и обеспечивающей поражение с повышенной точностью стрельбы до ±2 км одиночных целей боевыми частями с зарядом 25 Мт;

как глобальной ракеты для одновременного прицельного поражения 6-7 укрупненных целей противника боевыми частями эффективностью 2,2 Мт при точности попадания по дальности ± 5 км и ± 3 км по направлению;

как носителя для выведения на орбиту Земли боевых кораблей и спутников различного назначения.

2-й этап. Отработка I ступени ракеты Н-I и создание трехступенчатой ракеты со стартовым весом около 2100 т, способной вывести на орбиту вокруг Земли полезную нагрузку весом около 80 т.

Ракета Н-II может использоваться:

для создания комплексной системы вооружения, обеспечивающей глобальную разведку и оповещение о запусках ракет противника, определение траектории их движения и наведения для поражения спутниками-истребителями ракет противника с ядерными зарядами; это дает возможность проведения опережающего удара до прилета к нам ракет противника или летательных аппаратов с ядерными зарядами;

для создания системы глобальных ракет, находящихся в состоянии максимальной боеготовности, обеспечивающей проведение массированного удара по наиболее важным целям противника;

для создания различного рода боевых космических кораблей и космических аппаратов для научных целей.

Предложенная последовательность удешевит и ускорит отработку ракеты Н-I, так как к началу отработки наиболее трудоемкой и дорогостоящей I ступени верхние ступени и системы управления будут уже отработаны.

Применение двигателя НК-9, разработанного ОКБ-276 ГКАТ для ракеты Р-9М, стендовая отработка которого будет закончена в первой половине этого года, при отработке ракеты на базе II и III ступеней дает возможность начать летные испытания этой ракеты не позднее конца 1963 г.

Создание такой ракеты с двигателем НК-9 позволит отработать (...) так называемую систему защиты, предусмотренную в многодвигательной установке I ступени (24 двигателя НК-15), повысит надежность ее работы в полете и обеспечит нормальный полет ракеты в случае ненормальной работы части двигателей.

Для летных испытаний ракеты Н-II создание нового полигона не требуется, и для этих целей могут быть использованы техническая (МИК) и стартовая позиции ракеты Р-7А (площадки № 1, 51) и кислородный завод в в/ч № 11589.

Проработки, проведенные ОКБ-1, показали, что затраты на создание комплексного оборудования, необходимого для летных испытаний этих ракет, и дополнительные строительные работы составляют около 2 млн р.

При этом техническая позиция этой ракеты в дальнейшем войдет в комплекс для ракеты Н-I, который целесообразно создавать в районе этой площадки.

Это дает возможность начать летные испытания ракеты Н-I уже в конце 1964-начале 1965 г.

АРКК, д. 3408, л. 60-62. Публикуется с сокращениями.

Фрагмент докладной записки СП. Королева на имя Д.Ф. Устинова, Р. Я. Малиновского, Л. В. Смирнова, К. С. Москаленко, А. И. Семенова, И. Д. Сербина, П. В. Дементьева, Е.П. Славского, В. Д. Калмыкова, Б.Е. Бутомы. Документ, отправленный 5 марта 1962 г., содержал предложения по разрабатываемым ОКБ-1 ракетам Р-9А, ГР-1, Р-9М, Н-I и теме "Союз".

Следует обратить внимание на последовательность отработки тяжелого носителя Н-I, предлагаемую в документе (начинать с носителя Н-II — верхних блоков носителя Н-I), которая не была поддержана. Можно предположить, что такая позиция была связана с близостью характеристик ракет Н-II и УР-500 и поэтому приходилось выбирать одну из них. Предпочли ракету УР-500 В.Н. Челомея.

Считать целесообразным создание полуавтоматического комплекса для сборки на орбите спутника Земли космических аппаратов с использованием пилотируемого космического корабля-спутника типа "Восток".

Это позволит в самое ближайшее время на базе отработанного носителя типа Р-7 (в трехступенчатом варианте) приступить к полетам со стыковкой на орбите.

Как известно, с помощью носителя Р-7 на орбиту до сих пор были выведены корабли-спутники весом от 4,5 до 6,5 т.

Сближение и сборка на орбите двух, трех и большего числа блоков, выводимых посредством Р-7, дают реальную возможность создания спутника весом соответственно 10, 15 т и более.

Это является одной из важнейших задач, стоящих сейчас в области ракетной и космической техники, потому что позволяет, не дожидаясь создания новых тяжелых носителей, решать на базе Р-7 и кораблей-спутников "Восток" многие задачи, требующие больших полезных весов на орбите.

Предлагаемый полуавтоматический комплекс для орбитальной сборки будет включать в себя:

ракету-носитель Р-7 в трехступенчатом варианте;

пилотируемый корабль-спутник типа "Восток", снабженный аппаратурой и специальными координатными двигателями для проведения сближения и стыковки;

ракетные блоки, из которых будут собираться на орбите ракетные системы;

навесные отсеки на ракетные блоки с аппаратурой и координатными двигателями, обеспечивающими сближение и стыковку;

наземный комплекс радиотехнических и измерительных средств.

Разработка и освоение метода сборки на орбите позволят приступить с конца 1962 г. — начала 1963 г. к решению ряда задач, имеющих большое военное, народнохозяйственное и научное значение. В качестве примера к таким задачам можно отнести:

создание спутника-ретранслятора на круговой экваториальной суточной орбите для обеспечения глобальной связи и передач телевидения;

создание пилотируемого разведчика — орбитальной станции для осуществления комплексной постоянной разведки территории стран империалистических блоков;

создание спутника-перехватчика, обладающего возможностью значительного маневра на орбите и способного эффективно бороться со спутниками противника;

создание космического корабля с человеком для облета Луны и для дальних полетов в ближайшей зоне космического пространства;

обслуживание постоянно действующих пилотируемых и автоматических спутников (смена экипажа, доставка продовольствия, специального снаряжения и оборудования, спасение экипажей спутников и космических кораблей в случае необходимости и т.д.).

Решение проблемы сближения и стыковки на орбите является в настоящее время одним из самых основных вопросов, без которых ближайший космос нельзя считать освоенным.

АРКК, д. 3408, л. 11-13. Публикуется с сокращениями.

Фрагмент докладной записки, направленной С.П. Королевым 5 марта 1962 г. Д.Ф. Устинову, Р.Я. Малиновскому, Л.В. Смирнову, К.С. Москаленко, А.И. Семенову, И.Д. Сербину.

Проведенные в прошлом году первый полет по орбите вокруг Земли и первый длительный полет летчиков-космонавтов Ю.А. Гагарина и Г.С. Титова дали обширный практический материал и данные, показывающие полную возможность подобных полетов.

Оценка полученных результатов и проработка целого ряда новых перспективных заданий показывают, что в дальнейшем следует ориентироваться на более длительные, многосуточные полеты управляемых человеком кораблей-спутников, а в недалеком будущем — и на работу экипажей в условиях постоянно существующих орбитальных станций.

Видимо, не так далеко и то время, когда управляемый человеком космический корабль сможет совершить облет Луны и осуществить длительный полет к ближайшим планетам Солнечной системы.

1. Уничтожение неприятельских спутников военного назначения, рассчитанных на выполнение своих заданий над территорией СССР. По самым скромным данным, в 1960-1962 гг. США запустили с этими целями несколько десятков таких спутников.

2. Уничтожение неприятельских спутников, рассчитанных на обеспечение противоракетной и противокосмической обороны противника от наших ракет и спутников. По опубликованным в США данным, количество подобных спутников может составить от 150 до 400 шт.

3. Уничтожение либо обезвреживание неприятельских систем, предметов и т.д., запускаемых на орбиту вокруг Земли с военными целями. Здесь имеются в виду проекты и опыты США по запуску на орбиты большого количества иголок, волокон и т.д., образующих кольца вокруг Земли.

4. Защита наших спутников различного назначения от нападения неприятеля.

5. Осуществление нашими спутниками постоянной разведки над территорией противника с целью получения определенных целевых сведений, а также систематической информации о том, что происходит у противника.

6. Обеспечение нашими спутниками военной радиосвязи, решение задач навигации, обнаружение и выдача уточненных целеуказаний местонахождения неприятельских ракетных станций, подвижных целей на море, наиболее интересных целей на суше и т.д.

7. Выполнение нашими спутниками широкой программы систематических исследований и т.п.

Возможно, что окажется целесообразным иметь на борту этих спутников свои космические снаряды или иные материальные средства для борьбы с неприятельскими аппаратами, для защиты от нападения противника в космосе и т.д.

8. Обеспечение нашими спутниками задач всеобщей радиосвязи и телевещания.

Для практического решения задач, могущих выполняться с помощью спутников, потребуется достаточно большое их количество, многие из них должны длительное время существовать на своих орбитах.

Можно ожидать, что в ряде случаев эти спутники окажутся значительного веса и будут оснащены весьма сложной бортовой аппаратурой, установками, системами и т.д.

Создание таких спутников (и ракет-носителей) и соответствующих наземных комплексов для измерений, контроля и управления, а также для быстрой обработки и анализа полученных результатов потребует значительных затрат.

Будет совершенно неоправданным снижение и, следовательно, полное или частичное уничтожение спутников после выполнения лишь отдельной задачи либо вследствие исчерпания ресурса работоспособности аппаратуры спутника, израсходования пленки, запасов газа, источников питания и т.д.

Не поможет делу установка, например, комплектов запасной аппаратуры либо сложных тяжелых силовых установок для, так сказать, разового продления ресурса работоспособности. В ряде случаев это окажется просто неосуществимым и нерентабельным.

Здесь есть лишь одно рациональное и надежное решение разнообразных задач изучения космоса: необходимо разработать и осуществить определенную систему, состоящую из необходимого количества различных спутников, постоянно существующих на орбитах вокруг Земли в виде "Орбитального пояса", для начала на высотах примерно от 300 до 2000 км.

В числе спутников "Орбитального пояса" (ОП) следует иметь несколько орбитальных станций (предположительно две-три) с экипажем космонавтов.

Система ОП должна быть рассчитана на длительное существование в космосе, например на 10-15 лет.

Система ОП должна обслуживаться кораблями-спутниками, управляемыми человеком с Земли и с орбитальных станций.

Подобное решение возможно при широком использовании метода стыковки космических аппаратов.

Применяемая в настоящее время система разовых полетов в космос не даст существенных результатов и приведет к огромным неоправданным затратам.

Противокосмическая оборона с поверхности Земли по разовым целям может быть осуществлена в основном для защиты от глобальных ракет противника, летящих по низким орбитам (порядка 150-200 км), а также для отдельных целей на несколько больших высотах. Но следует отметить, что в последнем случае для такой системы противокосмической обороны должны применяться простые, дешевые ракеты, так как их потребуется значительное количество и многие из них не решат задачи, а пройдут впустую без возможности их повторного использования, как это возможно для специализированных спутников обороны.

АРКК, д. 3426, л. 71-75. Публикуется впервые.

Документ подготовлен С.П. Королевым на космодроме 20 апреля 1962 г. в единственном экземпляре.

Не удалось обнаружить сведения о направлении документа в официальные инстанции. Однако идею об "Орбитальном поясе" (ОП) можно встретить в ряде более поздних документов. В частности, это понятие встречается в перспективных планах на 1965-1975 гг., подготовленных в ОКБ-1 (Там же, № 19282).

Документ содержит новые идеи по обеспечению космических исследований применительно к тяжелому носителю Н-I, которые не потеряли актуальность в наши дни и частично были реализованы в виде долговременных орбитальных станций, обеспеченных рациональной системой снабжения.

Особое внимание в документе привлекает предложение С.П. Королева о глобальной космической обороне, во многом предвосхитившее программу американской стратегической оборонной инициативы (СОИ).

Однако в период подготовки документа С.П. Королев руководствовался иными соображениями. В июле 1962 г. предстояла защита эскизного проекта тяжелого носителя Н-I.

Слабость позиций С.П. Королева при этом состояла в отсутствии истинной заинтересованности заказчика — военного ведомства — в такого рода носителе (наступила эра мобильных, малогабаритных ракет). Именно это обстоятельство в конце концов стало одной из главных причин закрытия в 1974 г. темы Н-I на этапе завершения конструкторских испытаний.

Тем не менее при формировании задания на тяжелый носитель в 1960 г. было трудно отказаться от разработки более мощного тяжелого носителя, так как вопросы приоритета в космонавтике стали едва ли не главным аргументом во внутренней и внешней политике страны. Отсутствие четкой военной программы для тяжелого носителя привело к тому, что в течение 3 лет (с 1960 по 1962 г.) потребовались одно за другим четыре постановления, чтобы решить вопрос о реализации проекта нового носителя (см. публикуемый ниже документ). Поэтому перед защитой проекта С.П. Королева заботила нерешительность заказчика, и он предложил свой вариант военной программы в виде глобальной космической обороны. Как показали следующие события, идея ОП не встретила понимания.

Идея ОП была универсальной с точки зрения практического применения, и это могло бы еще больше расширить масштабы космических программ, реализуемых с помощью носителя Н-I. Опыт создания ракеты Р-7 позволял рассчитывать на неограниченные возможности в этом отношении.

Эскизный проект ракеты-носителя Н-I разработан ОКБ в соответствии с постановлением от 23 июня 1960 г. "О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в 1960-1967 гг.".

Постановлением предусматривалось проведение в 1960-1962 гг. проектно-конструкторских проработок и необходимого объема исследований с целью создания в ближайшие годы:

новой комплексной ракетной системы со стартовым весом ракеты-носителя порядка 1000-2000 т, обеспечивающей вывод на орбиту вокруг Земли тяжелого межпланетного корабля весом 60-80 т;

мощных ЖРД с высокими характеристиками, в том числе ЯРД, двигателей на жидком водороде, электрореактивных двигателей малой тяги (ионных, плазменных) с мощными энергетическими установками;

высокоточных автономных и радиотехнических систем управления;

систем космической радиосвязи и др.

Устанавливался следующий порядок для работ по созданию носителя:

разработка в течение 1960-1963 гг. нового носителя (объекта Н-I) с двигателями на химических источниках энергии, обеспечивающего выведение на орбиту спутников весом 40-50 т и выведение на траекторию (при второй космической скорости) аппаратов весом 10-20 т;

разработка в течение 1963-1967 гг. на базе Н-I более совершенного носителя Н-II, обеспечивающего выведение на орбиту спутников весом 60-80 т и выведение на траекторию (при второй космической скорости) аппаратов весом 20-40 т за счет использования на II и следующих ступенях вновь разрабатываемых ЯРД, двигателей на новых химических источниках энергии, электрореактивных двигателей малой тяги.

План проектных и экспериментальных работ по созданию объектов Н-I предусматривал:

разработку основных исходных данных и согласование основных технических заданий на разработку ракеты-носителя, двигателей, систем управления, наземного оборудования и стартовой станции, гироскопических приборов, электрооборудования, систем энергоснабжения, систем измерений и контроля траекторий, систем регулирования двигательных установок и др.; срок — сентябрь 1960 г. (выполнено);

разработку эскизного проекта комплекса ракеты-носителя; срок — июнь 1960 г.

Во изменение Постановления от 23 июня 1960 г. постановлением от 13 мая

1961 г. "О пересмотре планов по космическим объектам в направлении выполнения задач оборонного значения" срок создания носителя Н-I перенесен на 1965 г.

Постановлением от 16 апреля 1962 г. "О важнейших разработках межконтинентальных баллистических и глобальных ракет и носителей космических объектов" разработка тяжелой ракеты-носителя была ограничена в 1962 г. стадией эскизного проекта с необходимым экономическим обоснованием стоимости ее создания.

В соответствии с новым заданием нами подготовлен для разворота работ по созданию мощной многоступенчатой ракеты Н-I проект постановления с рядом предложений по ускорению создания Н-I; срок начала летных испытаний — 1965 г.

Мы сегодня предъявляем Экспертной комиссии носитель Н-I, предназначенный для выведения на орбиты вокруг Земли тяжелых космических аппаратов и для решения с их помощью следующих задач:

оборонных задач;

научных целей;

исследования и освоение человеком Луны и ближайших планет Солнечной системы (Марс, Венера); запуск автоматических аппаратов к Солнцу и планетам Солнечной системы с научными целями;

решение отдельных прикладных задач, таких как всеобщая связь и ретрансляция радио и телевидения, служба погоды, служба Солнца и т.д.;

возможность решения при необходимости чисто баллистических задач.

Возможна новая задача:

постоянная система (несколько сот спутников) для слежения, обнаружения и уничтожения ракет противника [имеется в виду "Орбитальный пояс"].

Надо иметь и тяжелые суточные спутники и вывести сотни спутников путем всего нескольких запусков (т.е. одновременно 20-50 спутников).

Этим, конечно, задачи не исчерпываются.

Общие технические требования к Н-I можно сформулировать так:

ракета должна иметь полезный груз, обеспечивающий решение задач, изложенных выше, в основном без проведения предварительной сборки на орбите Земли; это требование предопределяет минимально необходимый вес ракеты (исходя из веса полезной нагрузки);

ракета должна разрабатываться с учетом максимального использования существующей технической базы и технических основ по разработке двигателей и конструкции самой ракеты; это в известной мере накладывает ограничения на предельные размеры ракеты и вес полезного груза;

возможно дальнейшее совершенствование носителя за счет применения на II и III ступенях компонентов О2 + Н2, а затем АДУ, что позволит расширить круг задач, решаемых на базе создаваемой ракеты; есть большие возможности улучшения характеристик ракеты за счет совершенствования технической базы (см. выше).

Существующими средствами со средним темпом стрельбы 200-300 ракет в год создание системы спутников практически неосуществимо.

С помощью Н-I задача решается в 1,5 года: шесть-восемь ракет в год при весе полезного груза 75 т.

Одной из особенностей проектируемой ракеты является заранее предусмотренная в проекте возможность повышения ее летных характеристик без изменения конструктивно-силовой схемы. Приводимые основные характеристики ракеты получены исходя из прочностных и технологических характеристик материалов, примененных в конструкциях ее отсеков и узлов, широко используемых в настоящее время нашей промышленностью. Такой подход позволяет уже сейчас приступить к окончательной разработке и изготовлению ракеты. Вместе с тем при создании ракеты Н-I следует иметь в виду следующие реальные пути улучшения ее летных характеристик.

1. Применение новых материалов для топливных емкостей, каркасов, ферм и других узлов ракеты. Проведенные расчеты показали, что за счет применения разрабатываемых в настоящее время новых высокопрочных материалов возможно увеличение полезного груза на 3-4 т.

2. При выборе одного из основных параметров ракеты — соотношения ступеней — учитывалась возможность использования на последней ступени высокоэнергетических топлив. С этой целью несколько увеличена последняя ступень в таких пределах, чтобы, не имея проигрыша при использовании топлива кислород-керосин, иметь максимальный выигрыш при применении наиболее высокоэнергетического топлива кислород-водород. Применение его только на III ступени позволит увеличить вес полезного груза не менее чем на 15 т. В случае же применения топлива кислород-водород на обеих последних ступенях вес полезного груза увеличится на 25 т и достигнет 100т.

Разработки, проведенные в ОКБ А.М. Люльки, показали реальную возможность создания двигателя, работающего на кислороде и водороде, с удельной тягой 445 ед. и относительным весом 16,4 кг/т тяги.

3. Дальнейшим путем улучшения характеристик Н-I является применение на ее последних ступенях двигателей, использующих ядерную энергию. Как показали предварительные проработки, использование на III ступени Н-I ядерного двигателя с тягой 30-40 т и удельной тягой 8900 ед. с рабочим телом — водородом и относительным весом двигателя 75 кг/т тяги дает увеличение полезного груза на 60 т.

В случае создания на базе I ступени Н-I двухступенчатого носителя Н-II при использовании на II ступени ядерного двигателя, эскизные проекты которого выполнены ОКБ М.М. Бондарюка и ОКБ В.П. Глушко при использовании в качестве рабочего тела жидкого водорода, вес полезного груза возрастает на 125 т и составляет 200 т.

Таким образом, рассмотренные пути повышения летных характеристик ракеты Н-I показывают, что создание такой ракеты позволяет осуществить новый шаг в развитии ракетной техники и освоении космического пространства.

Рассматривалось применение следующих пар компонентов топлива: О₂ + РГ-1; О₂ + НДМГ, АТ + НДМГ, ОКА-50 + НДМГ и АК-27 + НДМГ. На этот счет есть рекомендации Экспертной комиссии (зима 1962 г.).

Сравнение весовых характеристик производилось для вывода полезного груза на круговую орбиту вокруг Земли с высотой 300 км в вариантах: постоянного полезного груза, постоянного начального веса ракеты и постоянного суммарного объема баков.

Применение окислителей на основе окислов азота значительно ухудшает весовые характеристики ракеты по следующим причинам.

1. Более низкая удельная тяга по сравнению с кислородным топливом.

2. Увеличение веса баков и газов наддува из-за более высокой упругости паров компонентов топлива АТ + ОКА-50 и АК-27.

Эксплуатационные особенности ракеты при использовании различных пар компонентов топлива таковы.

Кислород-керосин. Жидкий кислород является наиболее эффективным из рассматриваемых окислителей, имеет большую производственную базу и разностороннее применение в народном хозяйстве. Обладает одним недостатком — низкой температурой кипения и, следовательно, повышенной испаряемостью. Однако задача хранения жидкого кислорода без потерь к настоящему времени практически решена за счет применения специальной изоляции емкостей и системы термостатирования при незначительных затратах электроэнергии.

Керосин имеет широкую производственно-сырьевую базу, нетоксичен, удобен в эксплуатации, находится в жидком состоянии в диапазоне температур (-60)-(+140)°C.

АТ (или ОКА-50) + НДМГ. Окислители на основе окислов азота имеют большую производственную базу и применяются в народном хозяйстве. Диметилгидразин (НДМГ) не имеет широкой производственной базы.

Компоненты топлива АТ, ОКА-50 и НДМГ обладают рядом серьезных эксплуатационных недостатков.

1. Высокая токсичность. Допустимая концентрация паров в воздухе производственных помещений: НДМГ — 0,0001-0,0003 мг/л, окись азота — 0,005 мг/л (для справки: хлор — 0,001-0,003, фосген — 0,0005 мг/л).

2. АТ при температуре -11°С замерзает. Это требует сложной системы обогрева баков и двигательных отсеков ракеты, что связано со значительным ухудшением эксплуатационных свойств ракеты.

3. АТ при температуре выше +21°С и ОКА-50 при температуре выше 0°С кипят, т.е. фактически становятся в ряд низкокипящих окислителей. Это свойство АТ и ОКА-50 вызывает необходимость применения системы подпитки и термостатирования (как для жидкого кислорода) или их хранения в баках под давлением (при +50°С для АТ — 3,5 атм, для ОКА-50 — до 7,5 атм). Применение варианта хранения этих окислителей под давлением вызывает серьезные усложнения в конструкции и эксплуатации изделия:

увеличиваются вес и толщина баков, уменьшается вес полезной нагрузки (для ОКА-50 до неприемлемых величин);

увеличивается опасность при проведении регламентных, проверочных и аварийных работ на ракете;

невозможна замена отдельных приборов и агрегатов вследствие избыточного давления;

при вынужденном сбросе давления из баков происходит вскипание около 125 т окислителя и заражение окружающего воздуха на площади около 4 км².

4. Необходимо (в связи с высокой токсичностью и химической активностью) введение в наземное оборудование ряда специальных систем: нейтрализации отходов компонентов, отвода газов, дегазации помещений, приточно-вытяжной вентиляции, длительной нейтрализации емкостей и оборудования после слива компонентов.

Кроме того, необходимо проводить работы с применением специальных противогазов и костюмов.

5. Самовоспламеняемость и токсичность этих компонентов повышают требования к герметичности соединений и увеличивают опасность при эксплуатации ракеты. Особенно возрастает опасность для обслуживающего персонала при ненормальной работе агрегатов и систем.

АК-27 + НДМГ. При замене окислителя АТ на АК-27 основные эксплуатационные недостатки такого типа компонентов топлива сохраняются. Единственным преимуществом применения АК-27 является сохранение окислителя в жидком состоянии при атмосферном давлении в диапазоне температур от -50 до +43°С. Однако при замене АТ на АК-27 резко уменьшается вес полезного груза.

Вся аргументация о трудностях отработки кислородно-керосиновых двигателей построена только на опыте ОКБ В.П. Глушко по разработке ЖРД с открытой — незамкнутой схемой, в которых окислитель (кислород или азотный тетроксид) подается в камеру сгорания в жидком и холодном состоянии.

Следует особо подчеркнуть, что те трудности, на которые ссылается ОКБ В.П. Глушко, не имеют никакого отношения к двигателям с принятой для ракеты Н-I "замкнутой" схемой, в которых окислитель (кислород) поступает в камеру сгорания в горячем и газообразном состоянии, а не холодный и жидкий, как при обычной незамкнутой схеме. Действительно, при запуске двигателя с замкнутой схемой имеет место тепловое воспламенение компонентов в основном агрегате — камере сгорания — за счет тепла горячего газообразного окислителя (например, кислорода или АТ).

Такой метод запуска кислородно-керосинового двигателя с замкнутой схемой экспериментально отработан и принят в ОКБ-1 для последней ступени ракеты-носителя "Молния", а также в ОКБ Н.Д. Кузнецова при разработке кислородно-керосиновых двигателей НК-15 и НК-15В для ракеты Н-I.

Как известно, двигатели большой тяги с обычной открытой схемой имеют повышенную склонность к неустойчивому горению и даже переходу этого горения в местную детонацию. Причиной этого является образование в начале камеры большого количества перемешанной жидкой и газообразной, но не сгоревшей топливной смеси, в которой и могут развиваться указанные вредные явления.

В двигателях замкнутой схемы, наоборот, перемешанной, но не сгоревшей топливной смеси образуется мало, так как окислитель (кислород), поступая в камеру в горячем и газообразном состоянии, воспламеняет и выжигает подмешанный к нему керосин. Это обусловливает существенное улучшение устойчивости горения в двигателях с замкнутой схемой вообще и особенно в кислородно-керосиновых двигателях замкнутой схемы в частности, а также полностью исключает условия для перехода неустойчивого горения в детонацию.

Таким образом, резкое различие физико-химических свойств таких топливных пар, как О₂ + Т-1 и АТ + НДМГ, в камерах сгорания двигателей замкнутой схемы будет стираться, так как условия горения различных горючих в горячем и газообразном окислителе будут, по-видимому, одинаковы. Поэтому в двигателях замкнутой схемы положение с обеспечением устойчивого горения практически нивелируется и будет представлять одинаковые трудности при работе как на кислороде и керосине, так и на азотном тетроксиде и диметилгидразине.

Запуск газогенератора, в котором сгорает только около 4—5% суммарного расхода обоих компонентов (а затем подмешивается весь остальной расход окислителя), не представляет существенных трудностей при использовании обеих топливных пар, так как запуск газогенератора 150-тонного двигателя замкнутой схемы будет эквивалентен запуску 6-7,5-тонной камеры сгорания обычного типа на жидких компонентах, по запуску и отработке которых имеется большой практический опыт.

Повторный запуск двигателя замкнутой схемы не будет отличаться от первого запуска благодаря самовоспламенению компонентов в основной камере.

В заключение следует отметить, что игнорируются следующие важнейшие факты.

1. Первый кислородно-керосиновый двигатель замкнутой схемы уже создан, прошел доводочные, чистовые и стендовые огневые испытания и успешно обеспечил полет последней ступени космической ракеты в сторону Венеры.

2. Второй двигатель такого типа НК-9 находится в стадии завершения опытно-конструкторской отработки.

3. Двигатели с замкнутой схемой на АТ и НДМГ находятся только в стадии экспериментальных поисковых исследований.

4. Опыт эксплуатации ракет на азотном тетроксиде отсутствует.

Есть сведения, что работы по ЖРД в США на 95% основаны на использовании кислорода.

Фирма "Рокетдайн-Норт Америкен" в 1960-1961 гг. закончила разработку для ракеты "Сатурн" кислородно-керосиновых двигателей "Н1" и "Н2" с тягой 85 и 112 т с одной камерой (против 35 у В.П. Глушко). Двигатель "Н1" полностью прошел стендовые испытания (автономные и в составе изделия) и входил в состав I ступени носителя "Сатурн", которая успешно прошла первое летное испытание.

Эта же фирма экспериментально отработала и подтвердила огневыми испытаниями, начиная с 10 февраля 1961 г., надежный запуск и устойчивое горение в кислородном двигателе "Н2" с тягой 680 т, предназначенном для тяжелого носителя "Нова" (шесть двигателей по 680 т на I ступени).

Всего в США 19 ЖРД с тягой более 7 т (90%) отрабатывались на кислороде и только два двигателя (10%) отрабатывались на азотном тетроксиде.

В расчетах принималось, что снабжение стартовой позиции жидким кислородом производится с существующего завода, находящегося в районе стартовой позиции, а другими компонентами топлива — с существующих заводов-поставщиков с учетом транспортировки до стартовой позиции.

Снабжение испытательных станций (двигательных стендов) всеми компонентами топлива принималось с заводов-поставщиков.

Приведенная табл. 2 показывает экономическую целесообразность применения компонентов топлива О₂ + РГ-1.

Методика проведения экспериментальной стендовой отработки и решаемые при этом задачи будут мало изменяться в случае применения тех или иных компонентов топлива.

Применение О₂ + РГ-1 позволяет провести экспериментальную отработку ракеты при наименьшем дооборудовании единственно пригодного для ракеты Н-I стенда. Потребуются незначительная доработка и дооборудование стенда, связанные с размерами ракеты и новым технологическо-испытательным оборудованием.

В то же время обеспечивается проведение полного объема стендовой отработки ряда других ракет, работающих на низкокипящих компонентах топлива.

В случае же применения АТ и НДМГ или АК-27 + НДМГ, кроме дооборудования, связанного с размерами ракеты, потребовалось бы оснащение упомянутого стенда новыми системами хранения и заправки ракеты компонентами топлива, а также постройка сооружения для нейтрализации емкостей сливаемых компонентов и загрязненных сточных вод. При применении окислителей на основе окислов азота, кроме того, требуется система дожигания газогенераторного газа на этапе отработки системы подачи без камер сгорания и увеличивается опасность для жителей поселка, расположенного недалеко от стенда.

Проведенные работы по выбору компонентов топлив для ракеты показали, что пара кислород-керосин имеет большие преимущества по сравнению с парой АТ (ОКА-50) + НДМГ в части как характеристик ракеты, так и лучших эксплуатационных свойств, экономических показателей и подготовленности экспериментальной базы для отработки систем и ракеты в целом.

Пара О₂ + НДМГ не дает практического преимущества в величине полезного груза, но значительно ухудшает эксплуатационные свойства ракеты.

Для ракеты Н-I и вообще для больших машин в качестве компонентов топлива принимаются переохлажденный жидкий кислород и керосин.

Применение переохлажденного кислорода для ракеты Н-I позволит накопить опыт по эксплуатации криогенной техники, использованию низкокипящих компонентов и будет способствовать более быстрому внедрению наиболее перспективного компонента для ЖРД и ЯРД — жидкого водорода!

При выборе принципиальной компоновочной схемы были рассмотрены ракеты типа "пакет" с продольно-поперечным делением ступеней и типа "тандем".

Ракета типа "пакет" (схема I) состоит из восьми блоков: шести боковых, центрального и головного блоков, которые являются соответственно ракетными частями I, II и III ступеней ракеты.

Все блоки гидравлически и пневматически автономны и сопрягаются между собой в двух поясах: верхнем и нижнем. Принципиальное оформление узлов связи аналогично соответствующим узлам ракеты Р-7. Органами управления ракеты служат основные поворотные двигатели.

Применение принципа рассогласования тяг для управления I ступенью нецелесообразно, так как сопряжено с потерей полезного груза из-за больших остатков топлива в связи с гидравлической автономностью блоков.

Наличие на I ступени автономных блоков приводит к необходимости иметь сложную систему синхронизации опорожнения баков.

Разделение ступеней осуществляется аналогично разделению ступеней ракеты Р-7.

Пусковая система ракеты может быть выполнена в двух вариантах: подвеска ракеты в районе опорных кронштейнов верхней силовой связи на стрелах пускового устройства, подобно пусковому устройству ракеты Р-7 (вариант 1);

установка ракеты на стартовый стол по точечным опорам, расположенным на боковых блоках (по одной точке на каждом блоке, находящейся в центре между камерами сгорания) (вариант 2).

В эскизном проекте представлена ракета с установкой на стартовый стол. Ракета типа "тандем" рассматривалась в трех вариантах: ракета с несущей полиблочной конструкцией ступеней, гидравлически автономные блоки которых имеют собственные двигательные установки (схема II);

ракета с ненесущими (подвешенными в каркасе) полиблочными емкостями; емкости I и II ступеней имеют гидравлические связи (схема III);

ракета с моноблочной конструкцией топливных отсеков на всех ступенях (схема IV).

Все ракеты типа "тандем" состоят из трех блоков, являющихся ракетными частями соответственно I, II и III ступеней.

Блоки сопрягаются между собой с помощью переходных частей ферменного типа.

Разделение всех ступеней "горячее".

Ракета, выполненная по схеме II, имеет сложную конструкцию блоков А и Б, каждый из которых представляет собой "пакет" из семи гидравлически автономных ракетных частей.

Для увеличения жесткости ракеты на блоках А и Б предусмотрены жесткие силовые пояса и поперечные связи, объединяющие ракетные части.

Наличие большого количества автономных ракетных частей сближает ракету схемы II с ракетной схемы I в части схемы органов управления, системы опорожнения баков, транспортировки, установки на стартовый стол и т.п.

Наибольший интерес представляют ракеты схем III и IV с ненесущими топливными баками. Силовой основой обеих ракет являются каркасы, к которым подвешены топливные емкости.

В полиблочном варианте топливные отсеки выполняются в виде семи транспортабельных блоков, которые имеют два пояса связи с силовым каркасом соответствующего блока ракеты.

Весовой анализ показал целесообразность подвески топливных емкостей блока А в верхнем поясе связи, который воспринимает продольные и поперечные нагрузки.

Нижний пояс в этом случае работает только на поперечные нагрузки.

На блоке Б оказалась целесообразной установка топливных емкостей по нижнему поясу связи, который воспринимает продольные и поперечные нагрузки, а в верхнем поясе — только поперечные нагрузки.

Каждый топливный блок состоит из бака горючего и бака окислителя (нижний бак). Одноименные баки гидравлически объединены, что позволяет иметь простейшую систему опорожнения баков (датчики располагаются в центральных баках).

Для управления полетом ракеты на I и II ступенях используется принцип рассогласования — форсирование и дросселирование тяги диаметрально противоположных групп основных двигателей.

Для уменьшения глубины рассогласования тяги двигателей последние располагаются по кольцу, что увеличивает плечо управляющих сил и упрощает передачу тяги двигателей на силовой каркас.

Органами управления на III ступени ракеты, так же как и для других схем, приняты основные поворотные двигатели.

Стартовое устройство ракеты целесообразно выполнять в виде простейшего пускового стола.

Ракета схемы IV по принципиальным решениям аналогична ракете схемы II. Основное отличие состоит в конструктивном оформлении топливных отсеков, которые выполняются в виде единых емкостей компонентов топлива на каждом блоке.

Все четыре схемы были детально рассмотрены и сравнены. Сравнение по различным критериям представлено в табл. 3 и 4.

При выборе принципиальной компоновочной схемы ракеты было обращено особое внимание на обеспечение максимальной надежности ракеты в силу ее уникальности и необходимости обеспечения безопасности полета человека в космическом пространстве. Наибольшей надежностью будет обладать ракета, выполненная по варианту IV.

Проведенное сравнение вариантов показывает, что и по большинству других критериев вариант IV является лучшим. На основании изложенного вариант IV принимается для разработки ракеты.

Ракета состоит из трех блоков — А, Б и В, соединенных между собой переходными отсеками ферменного типа, и головного отсека (полезного груза).

Блоки ракеты выполнены с ненесущими баками горючего и частично несущими баками окислителя, силовой пояс которых воспринимает осевые силы. Основой всех блоков служат каркасы, воспринимающие инерционные и аэродинамические нагрузки.

Для увеличения веса полезного груза нижняя часть каркасов блоков Б и В, расчетным случаем для которых является активный участок I ступени, сбрасывается после разделения соответствующих ступеней.

Топливные отсеки всех блоков закомпонованы по схеме "бак горючего впереди", что при использованной аэродинамической компоновке ракеты не ухудшает ее управляемости (за счет центровочных характеристик) и практически не приводит к потере веса полезного груза. Вместе с тем принятие нижнего расположения бака окислителя приводит к упрощению ПГСХ ракеты (отказ от газогенераторного наддува баков горючего, автономной системы циркуляции и т.д.), уменьшает потребные мощности холодильных установок (за счет уменьшения теплопритоков к кислороду при сокращении длины трубопроводов), упрощает конструкцию отражательных устройств (позволяет использовать часть бака горючего в качестве отражательного устройства, упрощает его силовую завязку) и т.д. На каждом блоке выбрано оптимальное относительное расположение двигателей и топливного отсека, обеспечивающее получение максимального веса полезного груза.

Принятая аэродинамическая компоновка ракеты позволяет свести к минимуму потребные управляющие моменты и реализовать на ракете для управления ее полетом принцип рассогласования тяг противоположных групп двигателей.

В состав двигательной установки блока А входят 24 автономных двигателя НК-15; двигательной установки блока Б — 8 таких же двигателей с большой высотностью сопел; двигательной установки блока В — 4 двигателя НК-9 с высотным соплом.

Приборы системы управления и телеметрии предполагается разместить на соответствующих ступенях. Установка ракеты на пусковой стол производится на опорные пяты, расположенные по торцу блока А.

Особенностями принятой компоновочной схемы ракеты являются предельная простота пневмогидравлической схемы, минимально возможное количество арматуры, предельно простая (фазовая) стабилизация ракеты в полете, простое и надежное стартовое устройство с одной кабельной мачтой и без кругового обслуживания, простейшие наземные гидравлические и пневматические магистрали, минимальное количество обслуживаемых точек на ракете, простая проверка автоматики и минимальный объем предстартовых испытаний. Все это обусловило повышение общей надежности ракеты.

Конструктивно-технологической особенностью ракеты является перенесение операций по окончательной сборке ее блоков в МИК космодрома (см. особо и подробнее). Исходя из невозможности транспортировки крупногабаритных отсеков ракеты существующими средствами транспортировки, в отсеки заложено членение их на предельно транспортабельные части — панели. Панели окончательно изготавливаются на заводе, проходят контрольную сборку, после которой в специальной укупорке отправляются на космодром, где осуществляется окончательная сборка блоков ракеты.

Как известно, надежность сложных систем может повышаться путем увеличения надежности отдельных элементов или путем их резервирования (т.е. таким построением общей схемы, когда основная задача выполняется даже при отказе отдельных элементов).

В нашем случае возможности повышения надежности составной ДУ путем повышения надежности отдельных двигателей будут ограничены рядом технических трудностей (для обеспечения надежности ДУ блока А, равной 0,99, требуется обеспечить не более одного отказа на 2000 двигателей), и реальным остается резервирование.

В табл. 8 приводятся значения вероятности надежной работы ДУ блоков А и Б без применения и с применением системы аварийной защиты, рассчитанные для двух значений вероятности надежной работы отдельного двигателя: 0,95 и 0,99.

При расчетах были учтены как надежность аппаратуры системы защиты, так и степень охвата системой возможных аварийных отказов.

Вероятность надежной работы существующих двигателей оценивается величиной 0,95-0,98, и поэтому вполне реальной будет задача создания двигателя для ракеты Н-I с вероятностью надежной работы двигателей 0,99. На решение этой задачи должны быть направлены усилия двигателистов.

При этом условии и с учетом ограничения по числу резервируемых двигателей, налагаемого требованиями по устойчивости движения, при разработке ракеты принято, что на блоке А допустимо отключение двух, а на блоке Б -одной пары противоположных двигателей. Дальнейшее увеличение количества пар отключаемых двигателей при надежности единичного двигателя 0,99 не дает заметного роста надежности ДУ.

Система управления должна обеспечивать решение следующих задач:

выведение летательных аппаратов на орбиты вокруг Земли, обеспечиваемое энергетическими возможностями ракеты;

выведение космических кораблей на траектории полета к Луне и ближайшим планетам Солнечной системы.

Вес системы управления, приведенный к III ступени, должен быть не более 500 кг.

Два новых принципа отличают систему управления ракетой Н-I от системы других ракет:

управление движением вокруг центра масс путем рассогласования тяг;

выключение отдельных двигателей в случае их аварийных отклонений от нормального режима.

В результате удачной весовой и аэродинамической компоновки ракета практически нейтральна при номинальном положении центра давления и центра масс. Это значительно снизило требования к эффективности органов управления по сравнению с другими ракетами и позволило управлять движением вокруг центра масс посредством рассогласования тяг двигателей.

Управление таким способом вместо поворота основных или рулевых двигателей упрощает и облегчает конструкцию ракеты, так как уменьшаются массы рулевых органов, отпадает необходимость в узлах качания. За счет совмещения приводов автомата стабилизации и системы регулирования кажущейся скорости уменьшается число приводов и повышается надежность ракеты.

Однако при этом способе управления в контуре угловой стабилизации ракеты появляется сравнительно инерционное звено — двигатель. К тому же работа двигателя в этих условиях еще сравнительно мало изучена.

Теоретические исследования, выполненные в ОКБ, а также в специализированных НИИ, показывают, что двигатель вносит сравнительно небольшие искажения по амплитуде и по фазе в управляющий сигнал, что эти искажения могут быть скомпенсированы в автомате стабилизации и тем самым устойчивость движения вокруг центра масс может быть обеспечена.

Установлено также, что воздействие автомата стабилизации на двигатель, меняющее его режим в пределах (+5)-(-20)% при частоте управляющего сигнала от 0 до 15 Гц, не ухудшает энергетических характеристик двигателя и не создает "перенапряжения" в работе его узлов.

Система аварийной защиты ракеты предусматривает выключение аварийно работающего двигателя в случае аварии в любой момент полета на I и II ступенях. При этом возникает возмущающий момент, с которым система управления при установленном диапазоне регулирования тяг справиться не в состоянии. Поэтому вместе с аварийным выключается нормально работающий противоположный двигатель. Благодаря этому обеспечивается выполнение задачи пуска при отказе до двух двигателей из 24 на I ступени и одного двигателя из восьми на II ступени. Надежность ракеты повышается до 0,9-0,99 вместо 0,3-0,7 без системы защиты.

Для сравнения можно отметить, что ракета Р-7 терпит аварию при выходе из строя даже одной камеры сгорания, хотя по тяговооруженности и по запасам топлива ее полет был бы еще возможен.

Выключение части двигателей ракеты Н-I в случае аварии влечет за собой затягивание активного участка и должно быть скомпенсировано увеличенными гарантийными запасами.

Были сопоставлены два способа управления ракетой при срабатывании системы аварийной защиты.

Принцип "жесткой" траектории. Заранее дросселируются все двигатели ракеты (на 17% на I ступени и на 25% на II). При аварийном отключении части двигателей остальные двигатели форсируются (в пределах номинала) с сохранением общей тяги.

Принцип "эластичной" траектории. При аварийном выключении некоторых двигателей остальные продолжают работать в номинальном режиме. Меняется лишь программа тангажа, с тем чтобы в конце затянутого активного участка выйти на заданную высоту и заданный угол наклона траектории.

Был принят второй принцип, который дает в сравнении с первым выигрыш в 8 т полезного груза, из них 1,7 т за счет отказа от гарантийных запасов на промежуточных ступенях ракеты.

Предъявляются довольно жесткие требования к быстродействию системы защиты, т.е. к запаздыванию выключения нормально работающего двигателя по отношению к моменту выключения противоположного аварийного двигателя. Это запаздывание не должно превышать 2 с при отсутствии других значительных возмущений, но оно должно быть не более 0,25 с при воздействии ветра со скоростью 70 м/с.

Предполагается провести более широкое исследование динамики движения статистическими методами, с тем чтобы по возможности снизить требования к быстродействию системы защиты.

Несмотря на большие размеры ракеты, ее динамические характеристики мало отличаются от характеристик ракеты Р-7 и других, созданных на ее основе. Это обстоятельство, а также уже отмеченная благоприятная весовая и аэродинамическая компоновка, удачные схемы старта и разделения ступеней позволяют обеспечить устойчивость движения ракеты на старте и в полете обычными, проверенными в натурных условиях способами при обычных характеристиках автомата стабилизации.

Исследования и проработки показали реальную возможность удовлетворения предъявляемых к ней требований.

Возмущения координат ракеты Н-I относительно меньшие, чем у ранее спроектированных ракет. Поэтому решение вопросов безударного старта и тепловой защиты элементов стартового устройства не должно вызывать затруднений. С точки зрения надежности и уменьшения возмущений при старте оказалось целесообразным осуществлять запуск двигателей через промежуточную ступень.

Устойчивость продольных колебаний ракеты обеспечивается без специальных мероприятий. Установка демпферов типа использованных на ракете Р-7 может явиться резервом повышения продольной устойчивости.

Были также проведены расчеты статических и динамических нагрузок на несущую конструкцию для основных случаев нагружения. При этом предусмотрена возможность длительного нахождения ракеты в заправленном состоянии на старте при скорости ветра до 30 м/с. Предусмотрен полет ракеты через струйное течение со средней скоростью 70 м/с при градиенте до 20 м/с на 1 км. Учтена возможность наложения на струйное течение изолированного порыва ветра с индикаторной скоростью 15 м/с и градиентом 0,3 м/с на 1 м. Таким образом, прочность ракеты обеспечена на случай действия в зоне наибольших скоростных напоров ветра с максимальной скоростью почти 100 м/с. Одновременно учитывалось возможное аварийное отклонение одного или двух двигателей I ступени.

Анализ нагрузок показал, что расчетными для ракеты являются случаи нагружения, соответствующие полету в зоне максимального скоростного напора и в конце I ступени. Из этого, в частности, следует, что допустимая по условиям прочности скорость ветра на старте превышает 20 м/с.

Все расчеты на прочность и устойчивость элементов конструкции корпуса ракеты и топливных баков выполнены при коэффициенте безопасности 1,5.

АРКК, № 23854.

В тексте публикуемого доклада есть много помет, сделанных рукой С.П. Королева, которые, видимо, служили ему ориентирами при изложении. Но были среди помет и важные дополнения. На с. 1 С.П. Королев написал: "Еще в 1956-1957 гг. думали об этом".

Там, где речь шла о перечне задач, решаемых с помощью ракеты Н-I, от руки дописано: "Только некоторые. См. пример Р-7!"

Рассмотрение эскизного проекта ракеты Н-I проходило 2-16 июля 1962 г. Председателем Экспертной комиссии был М.В. Келдыш. После доклада С.П. Королева на пленарном заседании Экспертной комиссии проект рассматривался в тематических секциях. Почти все технические решения, предложенные в проекте, получили одобрение. Сомнения в качестве единственно возможного вызвал вариант строительства на космодроме производственных корпусов для сварки топливных емкостей. В решении отметили необходимость дополнительной проработки вопроса о транспортировке элементов конструкции воздушным или водным транспортом.

Подготовке эскизного проекта предшествовали тщательные проработки в ОКБ-1 по тяжелым носителям (см.: "Обоснование компоновки ракеты". Там же, № 23822). Было рассмотрено шесть вариантов компоновок, три из них — с продольным делением на трех первых ступенях. Максимально использовался опыт создания ракеты Р-7. Варьировались варианты гидравлических связей между баками и схемы стартовых устройств. Остальные три варианта были с поперечным делением и отличались конфигурацией и силовой схемой топливных отсеков. В первых проработках обязательным условием считалась возможность транспортировки отдельных блоков по железной дороге. Поэтому остановили свой выбор на схеме с продольным делением. Этот вариант рассмотрен в публикуемом докладе как альтернативный моноблочному, принятому для разработки.

Материалы эскизного проекта касались только задач по разработке ракеты Н-I как собственно носителя. Планам создания космических объектов в связи с разработкой ракеты Н-I было посвящено специальное Постановление от 24 сентября 1962 г. В нем предлагалось Академии наук СССР в трехмесячный срок разработать конкретные предложения на этот счет, они были представлены в феврале 1963 г. и обсуждены 22 апреля 1963 г. на Ученом совете ОКБ-1 (Там же, № 21503). Обсуждаемое предложение имело следующие разделы.

1. Основные данные тяжелого носителя Н-I, характеризующие возможности его использования: в околоземном пространстве; в освоении Луны; в освоении Марса и Венеры; в изучении других планет Солнечной системы.

2. Задачи и технические решения, вытекающие из этих возможностей.

3. Предлагаемые космические объекты для разработки на базе Н-I.

В штатном варианте с использованием на первых трех ступенях двигателей на компонентах кислород-керосин ракета Н-I обеспечивала выведение ИСЗ на орбиты: 300 км — 75 т полезного груза, 3800 км — 16т. Исходя из этих энергетических возможностей, предлагались различные варианты конструкций, в том числе с использованием на ракете Н-I компонентов кислород—водород, а также АДУ и ЯЭРД. О перспективах развития этих работ С.П. Королев упоминал неоднократно.

В докладе С.П. Королева много внимания уделяется выбору компонентов топлива. Дискуссия на эту тему продолжалась несколько лет из-за непримиримой позиции ее участников -С.П. Королева и В.П. Глушко. Суть спора достаточно подробно изложена в докладе С.П. Королева. Правомерность его позиции подтвердил весь последующий ход развития ракетно-космической техники у нас и за рубежом. В.П. Глушко, став преемником С.П. Королева с мая 1974 г., перешел в своих новых разработках на использование компонентов, предложенных С.П. Королевым для ракеты Н-I.

Дискуссия о компонентах имела далеко идущие последствия: нарушилось многолетнее и плодотворное сотрудничество ОКБ-1 С.П. Королева и ОКБ-456 В.П. Глушко. В тому же исключалась возможность иметь два запасных варианта двигателя для Н-I, созданных на конкурсной основе. Остался только один вариант, разрабатываемый ОКБ Н.Д. Кузнецова, ранее занятым созданием авиационных двигателей и имевшим ограниченный опыт в области ЖРД.