Опытно-конструкторское бюро по жидкостным ракетным двигателям для авиации
Еще в 1932 г. по заданию ВВС нами была начата разработка экспериментальной установки ЖРД на самолете. Предусматривалась установка двух ОРМ-52 с турбонасосными агрегатами питания на подкрылках истребителя И-4 конструкции А.Н.Туполева в качестве вспомогательных к винтомоторной группе. И-4 — одномоторный, одноместный цельнометаллический полутораплан с гофрированной обшивкой; размах крыла 11,4 м, длина самолета 7,28 м, полетный вес 1343 кг, скорость полета 250 км/ч на высоте 3000 м, потолок 8200 м.
В 1936 — 38 гг. двигатель ОРМ-65 проходил испытания на ракетоплане РП-318-1 и крылатой ракете 212 конструкции С.П.Королева. Ракетоплан — деревянный моноплан, размах крыльев 17 м, длина 7,44 м, начальный полетный вес 700 кг; старт с земли — буксировкой. Цельнометаллическая крылатая ракета имела размах 3,06 м, длину 3,16 м, полетный вес 210 кг; моноплан с пороховой ракетной стартовой катапультой.
С 1939 г. я продолжил работу со своим подразделением, выделившимся из РНИИ и ставшим самостоятельной группой, при московском авиационном моторостроительном заводе. Нами разрабатывался проект вспомогательной установки ЖРД на двухмоторном самолете С-100 для форсирования маневров самолета. Привод насосного агрегата предусматривался от основного авиадвигателя. Кроме того, был разработан проект газогенератора ГГ-3 повышенной мощности с подачей топлива автономным турбонасосным агрегатом для быстроходной морской торпеды.
В 1940 г. мы перебазировались на казанский авиационный моторостроительный завод, где разрабатывали одно-, двух-, трех- и четырехкамерные самолетные ракетные установки с насосной подачей топлива, тягой от 300 до 1200 кг у земли.
Выполненный в 1940 — 41 гг. проект установки ЖРД на самолете был принят ВВС, и наша группа с 1941 г. выросла в Опытно-конструкторское бюро (ОКБ) по ЖРД.
Так, с 1929 г. нами был пройден 12-летний путь становления, от подразделения ГДЛ, через подразделение РНИИ к самостоятельной группе, с 1941 г. реорганизованной в ОКБ. Мы тогда не подозревали, что наступит день, когда, отмечая свой путь от ГДЛ до ОКБ, наша организация, именуемая ГДЛ—ОКБ, будет праздновать почти полувековой юбилей.
Основное ядро ОКБ было укомплектовано высококвалифицированными учеными, конструкторами, экспериментаторами, технологами, металлургами, химиками, производственниками. Так, в ОКБ работали профессора Г.С.Жирицкий, К.И.Страхович, А.И.Гаврилов, В.В.Пазухин, инженеры В.А.Витка, Д.Д.Севрук, Г.Н.Лист, Н.Л.Уманский, Н.С.Шнякин, А.А.Мееров, А.С.Назаров, Н.А.Желтухин и многие другие талантливые специалисты. Опыт и знания, принесенные ими из разных областей науки и техники, в которых они ранее работали, позволили ОКБ решать сложные проблемы ракетного двигателестроения. Тогда же в ОКБ пришли талантливый технолог Н.Н.Артамонов и недавно получившие дипломы инженеров И.И.Иванов, В.Л.Шабранский, А.И.Эдельман, Н.П.Алехин, П.П.Бровкин и многие другие, выросшие в крупных специалистов ракетной техники.
По моему ходатайству С.П.Королев был направлен на работу в наше ОКБ. Он горячо взялся за руководство разработкой установки наших двигателей на боевых самолетах и проявил в этой работе блеск своего таланта. С 1942 по 1946 г. С.П.Королев был заместителем главного конструктора ОКБ по летным испытаниям.
Еще в РНИИ нас связала преданность любимому делу и взаимная заинтересованность в сотрудничестве, так как под его руководством разрабатывались летательные аппараты, а под моим — двигатели для них.
Помимо С.П.Королева, в те же годы моими заместителями работали Г.С.Жирицкий и Д.Д.Севрук, начальником опытного производства ОКБ — Н.Н.Артамонов, таланту и опыту которых ОКБ многим обязано.
В те годы о кооперации в разработке ЖРД не было и речи. Конструкция двигателей разрабатывалась в ОКБ и изготавливалась на заводе комплектно со всеми входящими вспомогательными агрегатами пуска, зажигания, питания, управления, включая электро-, гидро-, пневматические клапаны и реле всех типов (давления, электромагнитных, биметаллических), кабели с электроразъемами, свечи искровые и накаливания, электроподогреватели, терморегуляторы, сигнальные табло и даже переключатели и кнопки. Лишь шарикоподшипники поступали к нам как готовое изделие, а с 1946 г. были применены реле давления, разработанные специализированной организацией.
В итоге работы в сороковых годах ОКБ разработало для форсирования маневров самолетов семейство вспомогательных авиационных ЖРД РД-1, РД-1ХЗ*, РД-2, РД-3 с насосной подачей азотной кислоты и керосина, неограниченным числом (в пределах ресурса) повторных полностью автоматизированных пусков, с регулируемой тягой и максимальной тягой у земли от 300 до 900 кг.
* - Буквы ХЗ означают химическое зажигание.
Стендовый образец РД-1 прошел в 1942 г. испытания длительностью 1 час 10 мин. за 25 пусков без съема со стенда. Максимальная длительность непрерывной работы достигала 40 мин. и определялась емкостью баков. В 1943 г. были проведены официальные стендовые и летные испытания, а с 1944 г. по решению Государственного Комитета Обороны (ГКО)* этот двигатель в двух модификациях находился в серийном производстве. РД-1ХЗ был в серийном производстве с 1945 г. Эти двигатели, помимо стендовых доводочных и официальных испытаний, прошли в 1943 — 46 гг. наземные и летные испытания (около 400 пусков) на самолетах конструкции В.М.Петлякова Пе-2Р, С.А Лавочкина Ла-7Р и 120Р, А.С.Яковлева Як-3 и П.О.Сухого Су-6, Су-7. Двигатели РД-1ХЗ и РД-2 прошли государственные испытания, отчеты по которым утверждены И.В.Сталиным.
* - ГКО — чрезвычайный высший орган государственного управления военного времени. Председателем ГКО был И.В.Сталин.
Однокамерный двигатель РД-1 тягой 300 кг и трехкамерный РД-3 тягой 900 кг имели эфиро-воздушное зажигание от свечи накаливания, а однокамерные двигатели РД-1ХЗ тягой 300 кг и РД-2 тягой 600 кг — химическое зажигание от пусковой жидкости (карбинольное горючее). Давление в камере сгорания — 22,5 ата, ресурс до первой переборки — 1 час. Удельный импульс у земли — 200 сек.
Отработка запуска двигателей на самолетах в различных эксплуатационных условиях как на земле, так и в полете, особенно у потолка самолетов, потребовала значительных усилий и не раз сопровождалась взрывами, к счастью, ограничивавшимися лишь разрушением хвостовой части самолета. Но упорный труд увенчался успехом. С двигателем РД-1ХЗ с целью его отработки только на стенде было сделано 1972 огневых испытания, а вместе с испытаниями на самолетах — 2200 пусков. В отдельные дни делали по 100 и более пусков одного двигателя в день, суммарно до 500 пусков, причем двигатель сохранял работоспособность. В итоге были разработаны пневмогидравлическая и электрическая схемы двигателя, совместно с конструктивными мероприятиями обеспечившие безотказный, плавный, безударный запуск двигателя.
По окончании заводских испытаний самолет Пе-2Р был передан в Летно-испытательный институт (ЛИИ), где прошел наземные и летные испытания в 1945 г. (21 огневое испытание). В выводах отчета ЛИИ указано; «Двигатель РД-1ХЗ запускается надежно с режимов пусковой и максимальной тяги. Переход двигателя с пускового на рабочий режим происходит плавно. Процесс горения в камере двигателя РД-1ХЗ протекает устойчиво как в пусковой, так и в рабочий периоды. Ручное управление режимами работы двигателя, его включение и выключение осуществляются просто; световая сигнализация этапов работы двигателя наглядна и удобна».
Летные испытания самолетов Пе-2Р с исключительным мастерством проведены летчиками-испытателями А.Г.Васильченко и А.С.Пальчиковым при участии в полетах в качестве бортинженеров С.П.Королева и Д.Д.Севрука. Самолеты-истребители с ракетным двигателем прошли через золотые руки летчиков-испытателей А.В.Давыдова, В.Л.Расторгуева, положившего жизнь за новую технику, Комарова и других.
В 1945 г. состоялось первое награждение орденами основных сотрудников ГДЛ—ОКБ. Ордена Трудового Красного Знамени были вручены Главному конструктору и Д.Д.Севруку, ордена «Знак Почета» — С.П.Королеву, Г.С.Жирицкому, Н.Н.Артамонову, Г.Н.Листу и Н.С.Шнякину.
Развитие новой отрасли техники потребовало подготовки кадров специалистов, и этому вопросу нами уделялось внимание. В 1933 — 34 гг. мною были прочитаны в Военно-воздушной академии им. Н.Е.Жуковского двум потокам два курса лекций: «Жидкое топливо для реактивных двигателей» (издан в 1936 г.) и «Конструкция реактивных двигателей». В то время термин «ракетный» еще не нашел широкого применения. В 1935 г. заведовал Реактивными курсами при Центральном Совете Осоавиахима. В 1945 г. был назначен заведующим вновь организованной кафедры ракетных двигателей Казанского авиационного института, а в состав ее вошли С.П.Королев, Г.С.Жирицкий, Д.Д.Севрук, Г.Н.Лист и Д.Я.Брагин. В 1947 — 54 гг. читал на Высших инженерных курсах при Московском Высшем техническом училище (МВТУ) им. Баумана курс лекций «Основы устройства реактивных двигателей на жидком топливе», изданный в 1948 г., и руководил специальностью (ЖРД).
С 1945 г. ОКБ специализировалось по мощным жидкостным ракетным двигателям. Богатый опыт, накопленный при разработке семейства ЖРД РД-1 — РД-3 и их самолетных реактивных установок, послужил солидным фундаментом, на базе которого ОКБ разработало несколько десятков типов мощных жидкостных ракетных двигателей, нашедших широкое применение на ракетах различного назначения.
Создание в Германии в 40-х гг. мощной по тем временам ракеты Фау-2 явилось большим техническим достижением в области ракетостроения.
Двигатель ракеты Фау-2, работая на кислороде с 75-процентным этиловым спиртом, развивал тягу 25 тонн и удельный импульс 203 сек. у земли, при давлении в камере 15,6 ата. Путем ряда конструктивных усовершенствований по охлаждению, тепловой защите и упрочнению можно несколько повысить давление в камере и температуру, уменьшив при этом содержание воды в спирте. Кроме того, было исследовано удлинение сопла, введение насосной подачи перекиси водорода, реактора с твердым катализатором для ее разложения, замена системы трубопроводов, введение регулирования тяги в полете и многое другое.
Однако принцип, заложенный в основу конструкции этих двигателей, был бесперспективным, так как не открывал путь дальнейшего существенного увеличения тяги двигателя и особенно его удельного импульса.
Действительно, улучшение этих характеристик, необходимое для развития ракетной техники, возможно лишь при повышении давления и температуры газов в камере двигателя. Но это неизбежно приводит к увеличению теплового потока через огневую охлаждаемую стенку камеры. Для того чтобы стенка не разрушалась от перегрева, ее необходимо делать возможно более тонкой, но тогда она не выдержит повышенного давления. Получался заколдованный круг, выход из которого надо было искать в принципиально новом конструктивном решении камеры двигателя.
Существенно более высокие характеристики двигателя были достигнуты при применении такой конструктивной схемы камеры, когда оребренная огневая стенка высокотемпературной пайкой сочленяется по вершинам ребер с наружной холодной рубашкой. Охлаждающая жидкость протекает в межреберных каналах, и огневая стенка незначительной толщины, ввиду малости сечения каналов, выдерживает давление во много сотен атмосфер. Это позволило для изготовления огневой стенки в местах, наиболее напряженных в тепловом отношении, использовать тонкостенную жаропрочную высокотеплопроводную бронзу, в менее напряженных — сталь, титан и другие металлы, а вместо фрезерованных ребер впаивать между стенками гофрированную проставку. Наружная холодная стальная рубашка воспринимала давление, создаваемое газами в камере.
Новая камера оказалась длительно работоспособной при температуре 4400°К газа высокого давления. При этом благодаря ажурной конструкции она получилась удивительно легкой. Открылась возможность использования в двигателях высокоэффективных топлив. В дальнейшем такая конструкция и технология ее изготовления стали широко применяться и в других опытно-конструкторских бюро.
назад