Читать книгу Записки ведущего. Часть 2 - Станислав Евгеньевич Архипов - Страница 2

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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