Подразделение ГДЛ по разработке двигателей и ракет на жидком топливе

«Результаты поверочных расчетов повелительно
указывают на необходимость безотлагательно
приступить к опытным работам
по предложению В. П. Глушко».
1929 г. Н. И.ТИХОМИРОВ

15 мая 1929 г. в ГДЛ впервые в СССР были начаты экспериментальные исследования с целью разработки электрических ракетных двигателей (ЭРД) и жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Вместе со мной вдохновенно работали талантливые инженеры, техники и механики: А.Л.Малый, В.И.Серов, И.И.Кулагин, Е.Н.Кузьмин, Е.С.Петров, Н.Г.Чернышев, П.И.Минаев, Б.А.Куткин, В.П.Юков, В.А.Тимофеев, Н.М.Мухин, И.М.Панькин и др.

1В 1929 - 30 гг. теоретически и экспериментально была доказана в принципе работоспособность электрического ракетного двигателя, использующего в качестве рабочего тела твердые или жидкие проводники (непрерывно подаваемые металлические проволоки либо жидкие струи), взрываемые с заданной частотой электрическим током в камере с соплом. К форсунке и корпусу камеры, разделенным изолятором, подводились провода от электрической импульсной установки большой мощности, основными элементами которой являлись высоковольтный трансформатор, четыре выпрямителя и масляные конденсаторы емкостью 4 мкф, заряжаемые до 40 кв. Взрыванию подвергались нити из углерода, проволоки из алюминия, никеля, вольфрама, свинца и других металлов, а также жидкости: ртуть, электролиты. Изучались как одиночные электровзрывы жидких и твердых проводников, так и серии взрывов при непрерывной подаче рабочего тела. Вначале электровзрывы проводились в открытом пространстве, затем в камере с соплом. В 1932 - 33 гг. ЭРД испытывался на баллистическом маятнике.

Это был первый электротермический ракетный двигатель. Своим рождением он на треть века опередил ход развития науки и техники. Впоследствии перед электроракетными двигателями различных типов открылась богатая перспектива дальнейшего развития. В настоящее время двигатели этого класса находят практическое применение в космических аппаратах для коррекции траектории полета. В ряде стран разрабатываются образцы ЭРД, предназначенные для применения в качестве основных двигателей для дальних межпланетных полетов.

Практическое применение ЭРД в космонавтике возможно лишь после выхода летательного аппарата на космические орбиты. Причина в малой величине тяги, развиваемой этими двигателями. Поэтому одновременно с ЭРД нами разрабатывались ЖРД и им уделялось основное внимание.

В 1930 г. в ГДЛ мною впервые были предложены и в дальнейшем исследованы в качестве окислителей для жидкостных ракетных двигателей азотная кислота, ее растворы с азотным тетроксидом, перекись водорода, хлорная кислота, тетранитрометан и их растворы друг в друге, а в качестве горючего — бериллий, трехкомпонентное топливо — бериллий с кислородом и водородом, диспергированные в жидком горючем бериллий, литий, бор и алюминий, пороха с диспергированным в них бериллием и др. В этом же году были разработаны и проверены в двигателях с шашечным бездымным порохом экспоненциальные профилированные сопла и термоизоляционные покрытия из двуокиси циркония, окиси магния и других составов для камер сгорания.

В 1930 - 31 гг. в ГДЛ были разработаны и изготовлены первые в СССР жидкостные ракетные двигатели: ОРМ (опытный ракетный мотор), ОРМ-1 и ОРМ-2. В 1931 г. проведено 47 стендовых огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей. ОРМ испытывался на жидком заранее смешанном унитарном топливе, состоящем из раствора углеводородов в азотном тетроксиде (46 пусков). Было показано, что двигатели этого класса склонны к взрыву, и сформулировано, какими путями можно решить проблему надежности работы двигателей этого класса. Выбор был сделан в пользу двухкомпонентных топлив.

В этом же году мною впервые были предложены самовоспламеняющееся топливо и химическое зажигание, а также карданная подвеска двигателя с насосными агрегатами. В 1931 - 32 гг. были разработаны и испытаны экспериментальные поршневые топливные насосы, приводимые двигателем, питаемым газом, отбираемым из камеры сгорания ракетного двигателя. В 1932 г. были разработаны и испытаны конструкции экспериментальных двигателей (от ОРМ-4 до ОРМ-22 включительно) для изыскания типа зажигания, метода запуска и систем смешения при испытании на различных компонентах топлива. При 53 огневых стендовых испытаниях этих двигателей в качестве окислителей использовались жидкий кислород, азотный тетроксид, азотная кислота, растворы азотного тетроксида в азотной кислоте, а в качестве горючего — бензин, бензол, толуол, керосин. В 1933 г. были разработаны и испытаны на стенде двигатели (от ОРМ-23 до ОРМ-52 включительно) с пиротехническим и химическим зажиганием на азотнокислотно-керосиновом топливе. Опытные двигатели ОРМ-50 тягой 150 кг и ОРМ-52 тягой 300 кг прошли в этом же году официальные стендовые испытания. В то время это были самые мощные жидкостные ракетные двигатели. В 1933 г. была разработана конструкция турбонасосного агрегата с центробежными насосами для подачи жидких компонентов топлива в двигатель с тягой 300 кг.

Двигатели ЭРД и серии ОРМ изготавливались в механических мастерских ГДЛ на Научно-испытательном артиллерийском полигоне, в мастерских Артиллерийского училища, Главного Адмиралтейства и др., наконец, в механических мастерских ГДЛ в Петропавловской крепости. Испытания ЭРД проводились ГДЛ в Электрофизическом институте (с 1929 г.), затем в Петропавловской крепости (с 1933 г.); испытания ракетных двигателей на шашечном бездымном порохе для отработки оптимальных профиля и степени расширения сопла, керамической теплоизоляции камер, системы подачи жидкого топлива газами, отбираемыми из камеры сгорания, и других элементов конструкции ЖРД проводились на стенде ГДЛ на Научно-испытательном артиллерийском полигоне (в 1930 г.); огневые испытания ЖРД серии ОРМ происходили на стендах ГДЛ на Научно-испытательном артиллерийском полигоне (с 1931 г.), затем в Петропавловской крепости (до конца 1933 г.).

Летом 1932 г. и в январе 1933 г. в ГДЛ приезжали из Москвы руководители ГИРД, организованной осенью 1931 г. Летом 1932 г. решением Президиума Центрального совета Осоавиахима для ведения разработок ракет МосГИРД было предоставлено помещение в подвале дома № 19 по Садово-Спасской улице и два станка. В числе приезжавших были начальник ГИРД С.П.Королев, Ф.А.Цандер, М.К.Тихонравов, Ю.А.Победоносцев и др. Им демонстрировали работу жидкостного ракетного двигателя на стенде. Так состоялась первая встреча сотрудников ГДЛ и ГИРД, положившая начало дальнейшей совместной работе. Треть века на всех разработанных С.П.Королевым крылатых ракетах, самолетных ракетных установках, внутриконтинентальных дальнего действия и межконтинентальных ракетах, мощных метеорологических и геофизических, а также на всех космических ракетах были установлены двигатели, созданные школой двигателестроителей, выросшей на базе ленинградской Газодинамической лаборатории.

Проф. В.П.Ветчинкин из Центрального аэрогидродинамического института (ЦАГИ) побывал в ГДЛ в декабре 1932 г., присутствовал при испытании жидкостного ракетного двигателя ОРМ-9 на стенде и составил отзыв: «В ГДЛ была проделана главная часть работы для осуществления ракеты - реактивный мотор на жидком топливе... С этой стороны достижения ГДЛ (главным образом инженера В.П.Глушко) следует признать блестящими».

В начале 1933 г. начальник вооружений Красной Армии М.Н.Тухачевский, которому была подчинена Газодинамическая лаборатория, присутствовал при стендовом испытании жидкостного ракетного двигателя и высоко оценил достижения ГДЛ. Еще в 1932 г. в письме начальнику Военно-технической академии РККА он сообщал: «Ленинградская Газодинамическая лаборатория Техштаба, работающая над вопросами реактивного двигателя и его применения в различных областях военной техники, достигла в настоящее время существенных и ценных результатов. Эти результаты имеются в области научно-исследовательской и теоретической работы ГДЛ, и в деле проведения практических испытаний и опытов с различного рода реактивными снарядами и приборами, и в деле подбора ценных кадров работников реактивистов.

Особо важные перспективы связываются с опытами ГДЛ над жидкостным реактивным мотором, который в последнее время удалось сконструировать в лаборатории. Применение этого мотора в артиллерии и химии открывает неограниченные возможности стрельбы снарядами любых мощностей и на любые расстояния. Использование реактивного мотора в авиации приведет в конечном итоге к разрешению задачи полетов в стратосфере с огромными скоростями».

Первый в СССР экспериментальный жидкостный ракетный двигатель ОРМ-1 был спроектирован в 1930 г. и построен в 1930 - 31 гг. Он предназначался для кратковременной работы на жидком топливе: азотном тетроксиде с толуолом или жидком кислороде с бензином. При работе на жидком кислороде и бензине двигатель развивал тягу до 20 кг.

Внутренние поверхности стальной камеры сгорания и сопла ОРМ-1 плакированы красной медью. Медные поверхности шести струйных форсунок имели гальваническую позолоту для обеспечения коррозионной стойкости в компонентах топлива. На входе в форсунки окислителя и горючего установлены пружинные обратные клапаны с фильтрами. Камера сгорания снабжена набором сопел диаметром отверстия — 10, 15, 20 мм. Охлаждение двигателя водой, заливаемой в рубашку, — статическое. Зажигание производилось с помощью смоченной горючим ваты, поджигаемой бикфордовым шнуром. Подача компонентов топлива из баков в двигатель осуществлялась сжатым азотом. Двигатель испытывался соплом вверх. ОРМ-1 состоит из 93 деталей.

Одновременно с изготовлением ОРМ-1 был спроектирован, изготовлен ив 1931 г. первым испытан более простой по конструкции двигатель ОРМ, работавший на унитарном жидком топливе — растворах толуола, бензина в азотном тетроксиде. Двигатель был снабжен сменными соплами, крещерным прибором для измерения максимального давления, предохранительным клапаном, электропирозажигательным устройством и др. Использовался для изучения условий безопасной работы с жидким монотопливом и развивал тягу до 6 кг.

Двигатели ОРМ-4, ОРМ-5, ОРМ-8, ОРМ-9, ОРМ-11 и ОРМ-12 разработаны и прошли несколько десятков огневых испытаний в 1932 г. с целью изыскания методов зажигания, запуска и смешения компонентов для различных топлив. В качестве окислителей использовались жидкий воздух, жидкий кислород, азотная кислота, азотный тетроксид и растворы азотного тетроксида в азотной кислоте; в качестве горючего — бензин, смесь 50% бензина с 50% бензола, толуол. Давление в камере сгорания доводилось до 50 атм, время испытания — до 1 мин. Зажигания — электросвечами и пиротехническое (шашки, нитратнометаллические для высококипящих окислителей и тротилпироксилиновые для криогенных). Внутренний диаметр стальных цилиндрических камер сгорания ОРМ-4 - 8 равен 40 мм. Стальная камера сгорания ОРМ-9 с внутренним диаметром и высотой 90 мм покрыта изнутри керамической теплоизоляцией толщиной 10 мм (двуокись циркония или окись магния с растворимым стеклом), сопло плакировано красной медью толщиной 8 мм; диаметр отверстия сопла — 15 мм. Камера сгорания ОРМ-11 (внутренние диаметр — 80 мм, длина — 90 мм) и сопло (диаметр отверстия — 15 мм) плакированы красной медью. Камера сгорания и сопло ОРМ-12 того же размера, что у ОРМ-9, плакированы красной медью. В этих двигателях использовались щелевые, струйные и центробежные форсунки, раздельные и унитарные.

Двигатель ОРМ-50 тягой 150 кг на азотнокислотно-керосиновом топливе с химическим зажиганием предназначался для ракеты 05 конструкции ГИРД. Сдаточные стендовые испытания он прошел в 1933 г. Допускал многократные испытания. Стальная цилиндрическая камера сгорания с внутренним диаметром 120 мм охлаждалась внутренней завесой топлива, имела регенеративно охлаждаемые кислотой крышку и коническое сопло со спиральным оребрением; диаметр критического сечения сопла — 23 мм. Камера снабжена четырьмя центробежными форсунками с обратными клапанами.

Двигатель ОРМ-52 тягой 300 кг на азотнокислотно-керосиновом топливе с химическим зажиганием предназначался для ракет, морских торпед и, как вспомогательный, для самолета. В 1933 г. прошел официальные сдаточные стендовые испытания. Удельный импульс ОРМ-52 — 210 сек., давление в камере сгорания — 25 ата. Стальная цилиндрическая камера сгорания (внутренний диаметр — 120 мм) со сферической головкой имела внутреннее охлаждение, а крышка камеры и сопло со спиральным оребрением — регенеративное кислотой. Сопло коническое (20°), диаметр критического сечения — 32 мм. Центробежных форсунок с обратными клапанами — шесть.

К концу 1933 г. в ГДЛ были преодолены основные трудности, связанные с обеспечением надежной работы жидкостных ракетных двигателей. Разработанные химическое и пиротехническое зажигание, центробежные форсунки, оребренное сопло, динамически охлаждаемое компонентом топлива, внутреннее охлаждение стенок камеры сгорания, подобранные конструкционные материалы позволили достигнуть многократной работы двигателей при давлении в камере 20 — 25 ата и удельном импульсе 200 — 210 сек. на долгохранимом и эксплуатационно более удобном азотнокислотно-керосиновом топливе.

Далее