Подразделение РНИИ по разработке ракетных двигателей на высококипящем жидком топливе

Перспективность развития ракетной техники, необходимость расширения ведущихся в этом направлении работ и их обеспечения побудили руководство ГДЛ еще в 1931 г. поставить вопрос о реорганизации ГДЛ в научно-исследовательский институт. В результате в том же году начальник научно-технического комитета Артиллерийского управления Железнов обратился к заместителю начальника вооружений РККА Ефимову и другим должностным лицам с предложением немедленно развернуть ГДЛ в Газодинамический научно-исследовательский институт РККА с акцентированием работ на жидкостных ракетах.

В 1932 г. предложение об организации института поступило от МосГИРД и ЛенГИРД. В письме М.Н.Тухачевскому ЛенГИРД предложила организовать институт на ее базе, поскольку она объединяет более 400 человек, интересующихся реактивным движением. Письмо было подписано председателем ЛенГИРД В.В.Разумовым, членами президиума Н.А.Рыниным, Я.И.Перельманом и другими.

16 мая 1932 г. заместитель народного комиссара по военным и морским делам и председателя РВС СССР М.Н.Тухачевский в докладе председателю комиссии обороны писал о необходимости немедленной организации Реактивного института, «учитывая имеющиеся достижения и огромные перспективы в деле применения реактивных двигателей и особенно жидкостных реактивных моторов в различных областях».

21 октября 1932 г. заместитель начальника вооружений РККА Ефимов в докладе секретарю ЦК ВКП(б) писал: «Потребность в организации Реактивного института объясняется тем, что использование реактивного движения в военной технике является весьма серьезной и неотложной задачей сегодняшнего дня. Реактивный двигатель дает возможность получить огромную мощность при ничтожном весе двигателя; реактивные аппараты способны развивать чрезвычайно большие скорости, недостижимые никакими другими способами передвижения и при этом двигаться на больших высотах в сильно разреженном пространстве и даже вне материальной среды.

Дальнейшее развертывание работ по реактивному движению, закрепление полученных результатов, всестороннее исследование и испытание изготовляемых образцов, в особенности осуществление двигателя на жидком топливе — все это задачи, имеющие крупное значение для обороны страны, должны быть разрешены в ближайшее время. Для этого работа должна быть обеспечена прочной организационной и материальной базой. Наша небольшая Газодинамическая лаборатория должна быть преобразована в Реактивный научно-исследовательский институт РККА.

Помимо работы в области вооружения. Реактивный институт должен быть руководящим органом в деле широкого внедрения реактивного движения в многочисленных отраслях народного хозяйства, где реактивный двигатель найдет себе самое разностороннее и плодотворное применение».

21 сентября 1933 г. М.Н.Тухачевский издал приказ Реввоенсовета СССР об организации на базе ГДЛ и МосГИРД первого в мире Реактивного научно-исследовательского института (РНИИ) РККА. Начальником РНИИ был назначен И.Т.Клейменов, а его заместителем — С.П.Королев. Во главе РНИИ стало в основном руководство ГДЛ. Заместителем начальника РНИИ с начала 1934 г. был назначен Г.Э.Лангемак. С.П.Королев стал начальником отдела РНИИ по разработке крылатых ракет.

Постановлением Совета Труда и Обороны 31 октября 1933 г. РНИИ был передан в Народный комиссариат тяжелой промышленности.

К концу 1933 г. ГДЛ пришла с крупными достижениями в разработке ракет на бездымном порохе. Ракетные снаряды девяти типов различных калибров и различного назначения успешно прошли в этом году официальные стрельбы с земли, морских судов и самолетов на полигонах Ленинграда и Евпатории в присутствии комиссии Реввоенсовета СССР под председательством М.Н.Тухачевского.

Б.С.Петропавловский, Г.Э.Лангемак и В.А.Артемьев являются основными авторами этих разработок, начатых еще Н.И.Тихомировым, в которых активное участие принимали И.Т.Клейменов и другие. К концу 1937 г. под руководством Г.Э.Лангемака и И.Т.Клейменова снаряды PC-82 и PC-132 были настолько отработаны в РНИИ, что в последующие годы они лишь совершенствовались.

Эти ракетные снаряды получили широкое практическое применение сначала в битве у реки Халхин-Гол с милитаристской Японией в 1939 г. и особенно во время Великой Отечественной войны с первых до последних ее дней в самолетных и наземных мобильных установках. «Черная смерть» — прозвали их фашисты, «Катюша» — ласково называли их в советских войсках.

Петропавловского, Лангемака, Артемьева, Клейменова давно нет в живых, но имена их можно прочесть на картах и глобусах Луны.

Значительных успехов ГДЛ достигла также в разработке электрических и жидкостных ракетных двигателей. Электрические ракетные двигатели были единственными, а жидкостные ракетные двигатели в 1933 г. не имели себе равных по тяге, удельному импульсу и ресурсу.

В течение 1929 — 33 гг. были разработаны ЭРД и семейство опытных ракетных двигателей ОРМ, ОРМ-1—ОРМ-52, тягой от 6 до 300 кг, работавших на различных низкокипящих и высококипящих жидких топливах.

Помимо решения уже указанных ранее проблем и перечисленных новых предложений и разработок, к этому времени мною было предложено в ГДЛ также применение таких компонентов жидких топлив, как растворы фтора в кислороде, пентаборана в керосине, моноокиси азота в азотном тетроксиде для снижения температуры замерзания окислителя, повышение эффективности ракетного топлива увеличением плотности путем введения тяжелой инертной примеси, рассмотрено фторно-водородное топливо, предложена заправка ракет охлажденными компонентами топлива для увеличения дальности полета (за счет увеличения плотности топлива), наддув топливных баков газификацией сжиженных газов, запасенных на борту ракеты, старт ракет с пускового стола без направляющих и мн. др.

Выше перечислены далеко не все достижения, приоритетные предложения и разработки за этот период времени, содержащиеся в сохранившихся в архивах отчетах, описаниях, актах, протоколах испытаний, патентах, авторских свидетельствах, а также в опубликованных в те годы трудах.

Одновременно с двигателями в ГДЛ в 1930 — 33 гг. нами разрабатывались экспериментальные жидкостные ракеты серии РЛА — реактивные летательные аппараты. РЛА-1, РЛА-2 и РЛА-3 предназначались для вертикального взлета на высоту 2 — 4 км. Старт предусматривался без направляющего станка с пускового стола. Длина ракет — 1880 мм, диаметр стального корпуса — 195 мм. Топливо — азотнокислотно-керосиновое, подача топлива сжатым азотом из аккумулятора давления. Бак горючего помещался концентрично внутри бака окислителя. Двигатели — тягой 250—300 кг. РЛА-1 и РЛА-2 — неуправляемые ракеты.

РЛА-2 в отличие от РЛА-1 (головка и хвостовое оперение деревянные) имел дюралюминиевую головку, несущую пилотский парашют с метеоприборами, раскрытие которого предусматривалось вышибным автоматом; в средней части корпуса ракеты введен арматурный отсек с редуктором давления воздуха и клапанами, хвостовое оперение дюралюминиевое. В 1933 г. на стенде была отработана укладка парашюта в головку, испытаны автомат для выбрасывания парашюта и арматурный отсек с пневмоавтоматикой. В связи с этим в конце 1933 г. вместо РЛА-1 прошла предварительные стендовые испытания РЛА-2. Ракеты изготовлялись в механических мастерских Монетного двора и ГДЛ в Петропавловской крепости. В качестве заготовок корпусов ракет служили 8-дюймовые артиллерийские снаряды, а для камер сгорания двигателей — 6-дюймовые снаряды.

РЛА-3 — управляемая ракета, отличалась от РЛА-2 наличием в корпусе приборного отсека с двумя гироскопическими приборами с воздушным дутьем (использовались приборы Обри с морских торпед), управлявшими с помощью пневматических сервоприводов и механических тяг двумя парами воздушных рулей, размещенных в хвостовом оперении. Для рулей был выбран аэродинамический профиль Мунка, отличавшийся наименьшим смещением центра давления при перекладке рулей. Изготовление РЛА-3 в 1933 г. не было завершено.

В разработке находилась также ракета РЛА-100 с расчетной высотой вертикального подъема до 100 км; стартовый вес ракеты 400 кг, вес топлива (азотный тетроксид и бензин) 250 кг, вес полезного груза 20 кг, тяга двигателя 3000 кг, время работы 20 сек. Для стабилизации полета предусматривалась установка двигателя выше центра тяжести ракеты на карданном подвесе (при стабилизации двигателя непосредственно гироскопом). Для питания двигателя топливом карданные кольца выполнялись полыми, с уплотнениями в цапфах. В головной части ракеты размещались метеорологические приборы с парашютом и автоматом для выбрасывания их в атмосферу; в нижней части корпуса — аккумуляторы давления со сжатым газом для подачи компонентов топлива в двигатель; верхние баки предназначались для окислителя, средние — для горючего; материал баков и аккумуляторов давления — высокопрочная сталь. Нижние части корпусов несли дюралюминиевое оперение, обеспечивавшее расположение центра давления воздуха ниже центра тяжести ракеты. Для определения траектории полета было предусмотрено использование разработанного для этой цели киносъемочного аппарата с секундомером, установленного в хвостовом обтекателе. Старт — из станка. Перед стартом двигатель устанавливался в нужном положении и фиксировался запускающимся гироскопом.

Проект РЛА-100 был разработан в 1930 — 32 гг. Для стендовой отработки стабилизации двигателя гироскопом на карданном подвесе в начале 1933 г. был изготовлен станок с карданной установкой двигателя. Баки и другие отсеки ракеты находились в производстве на Мотовилихинском заводе в Перми.

ГДЛ была военной организацией. Работа строилась из последовательных этапов отработки объектов и переход к следующему этапу считался допустимым лишь после получения достаточно удовлетворительных результатов на предыдущем этапе. Было решено, что на начальном этапе отработки ракет, чтобы они могли иметь практическое значение, тяга двигателей должна измеряться сотнями килограммов, а сами двигатели должны быть достаточно надежно отработаны, прежде чем допускать их к летным испытаниям. Такие двигатели были разработаны осенью 1933 г.

В конце 1933 г., когда был организован РНИИ, стали отчетливо выделяться два основных направления: разработка ракетных двигателей и ракет. Каждое из них было настолько сложным и специфичным, что наиболее эффективно могло развиваться лишь в специализированных подразделениях. Нужно было выбрать, и я выбрал то, с чего начинается ракетная техника, то, что лежит в ее основе, определяет ее возможности и лицо — ракетное двигателестроение.

В связи с созданием в конце 1933 г. в РНИИ подразделения по разработке собственно ракет все работы по РЛА-1, РЛА-2, РЛА-3 и РЛА-100 были переданы в эту организацию.

В стенах РНИИ сложился творческий коллектив советских ракетчиков, который создал ряд экспериментальных баллистических и крылатых ракет и двигателей к ним.

В начале января 1934 г. коллектив специалистов по ЖРД, выросший в ГДЛ, переехал в Москву в РНИИ, где продолжал в виде подразделения института разрабатывать семейство ОРМ. За время работы в РНИИ это подразделение продолжало развитие принятого еще в ГДЛ направления, сохранило прежним и индексацию двигателей. В РНИИ руководимое мною подразделение пополнилось талантливыми сотрудниками. В их числе Ф.Л.Якайтис, Д.А.Шитов, С.С.Ровинский, В.Н.Галковский и другие.

Среди разработанных нами в течение 1934 — 38 гг. двигателей были однокамерные и двухкамерные конструкции тягой до 600 кг на азотной кислоте (ОРМ-53 — ОРМ-70) и тетранитрометане (ОРМ-101, ОРМ-102) в качестве окислителей, с удельным импульсом до 216 сек., с ручным и автоматическим пуском.

Двигатель ОРМ-64 тягой 150 кг, удельным импульсом 216 сек. на азотнокислотно-керосиновом топливе в 1936 г. успешно прошел многократные стендовые испытания.

Выдающимися событиями того времени были создание двигателя ОРМ-65 и газогенератора ГГ-1, прошедших официальные испытания в 1936 и 1937 гг. соответственно.

Двигатель ОРМ-65 с регулируемой в полете тягой от 50 до 175 кг и удельным импульсом 215 сек. на установившемся режиме, на азотнокислотно-керосиновом топливе предназначался для ракетоплана РП-318 и крылатой ракеты 212 конструкции С.П.Королева. ОРМ-65 был лучшим отечественным двигателем своего времени. Он имел автоматический или ручной пуск и выдерживал многократные запуски (до 50) с наработкой до 30 мин. Давление в камере сгорания — 25 ата. Стальные камера сгорания (внутренний диаметр 100 мм) и коническое (20°) сопло (диаметр критического сечения 23 мм) снабжены спиральным оребрением, охлаждение окислителем — регенеративное. Форсунки — центробежные, по три на каждый компонент. Подача топлива — сжатым газом (давление до 35 ата). Зажигание с сигнализацией, пиротехническое с электрозапалом.

Двигатель ОРМ-65 проходил в 1936—38 гг. многочисленные пуски: экземпляр № 1 за 50 пусков наработал на земле 30,7 мин., в том числе на стенде — 20 пусков, на крылатой ракете 212 — 9 пусков, на ракетоплане РП-318 — 21 пуск; экземпляр № 2 прошел 16 пусков, в том числе на крылатой ракете 212 — 5 пусков и на ракетоплане РП-318 — 9 пусков. Всего в 1937 — 38 гг. было осуществлено 30 наземных огневых испытаний на ракетоплане РП-318. В 1940 г. летчик В.П.Федоров совершил полет на этом ракетоплане с двигателем, являющимся модификацией ОРМ-65. Крылатая ракета 212 с ОРМ-65 прошла в 1937 — 38 гг. 13 огневых испытаний на земле и в 1939 г. 2 — в полете.

В 1935 — 36 гг. был разработан, а в 1937 г. прошел официальные стендовые испытания первый газогенератор ГГ-1, предназначавшийся для привода турбины или поршневого двигателя. Производительность его — 40—70 л/сек, газа при 20—25 ата и 450—580° С и максимальной температуре 800° С. ГГ-1 работал часами на азотной кислоте и керосине с впрыском воды, вырабатывая чистый нейтральный газ; пуск автоматический. В 1937 г. был разработан проект более мощного газогенератора ГГ-2 (производительность 100 л/сек, газа при 30 ата и 450—600° С).

Разработанные нами двигатели обладали высокими характеристиками. Начиная с 1933 г. их удельный импульс составлял 200 — 215 сек., а тяга 150 — 300 кг. Большое внимание уделялось надежности разрабатываемых конструкций. Вот примеры. Единственный изготовленный экземпляр ОРМ-50 тягой 150 кг прошел в 1933 г. три доводочных и ресурсное официальное сдаточное стендовые испытания, после чего в 1934 г. совместно с ракетой ГИРД 05 прошел пять стендовых испытаний для отладки системы подачи топлива, наконец, при попытке пуска ракеты на полигоне, в связи с пониженным давлением подачи топлива из баков, развил неполную тягу и выработал все топливо в пусковом станке. За 10 пусков двигатель наработал 314 сек., после чего остался целым. Экземпляр разработанного в 1933 г. ОРМ-52 наработал в 1935 г. 533 сек. при 29 пусках на полной тяге (300 — 320 кг) и сохранил работоспособность. ОРМ-65 № 1 тягой 175 кг, разработанный в 1936 г., за 49 пусков на стенде, ракетоплане РП-318 и крылатой ракете 212 наработал 1842 сек., а ОРМ-65 № 2 на этих же объектах проработал 16 пусков, в том числе дважды в полете на крылатой ракете 212. Единственный изготовленный в 1936 г. экземпляр газогенератора ГГ-1 за время доводочных и официальных сдаточных стендовых испытаний наработал 6360 сек., после чего был сдан заказчику для эксплуатации.

Одновременно с экспериментальными исследованиями и конструкторскими разработками нами проводились и им предшествовали теоретические исследования проблем ракетного двигателестроения. Основное внимание при этом уделялось созданию инженерных методов расчета ракетных двигателей и газогенераторов с учетом состава и температуры продуктов сгорания различных топлив при наличии диссоциации в широком диапазоне изменения соотношения компонентов топлива и давления.

Результаты изложены в ряде отчетов и опубликованы в книгах «Ракеты, их устройство и применение» (1935), «Жидкое топливо для реактивных двигателей» (1936) и сборниках «Ракетная техника» (1937, №№ 2 — 6).

Далее