ГДЛ - ОКБ

В 1957 г. весь мир узнал об успешных полетах запущенной в СССР первой в мире межконтинентальной ракеты, которая вскоре вывела на орбиты первые три спутника Земли. На обеих ступенях этой ракеты были установлены двигатели конструкции ГДЛ—ОКБ, работающие на кислородно-керосиновом топливе.

Основным показателем совершенства и эффективности ракетного двигателя является его удельный импульс (экономичность). Удельный импульс в пустоте двигателя РД-107 первой ступени ракеты-носителя «Восток», применяемой в космических исследованиях с 1957 г., составляет 314 сек. при тяге 102 т и давлении в камере сгорания 60 ата; рулевые двигатели снижают удельный импульс лишь на 1 сек. Указанная величина удельного импульса почти на 30 сек. больше удельного импульса усовершенствованного американского двигателя Н-1 того же класса тяги и работающего на том же кислородно-керосиновом топливе, с 1966 г. применяемого на первой ступени ракеты «Сатурн-1Б».

В специальном послании конгрессу о важнейших задачах страны от 25 мая 1961 г., в котором достижение Луны космонавтами до 1970 г. было поставлено как национальная задача США, президент Д. Кеннеди писал: «Мы стали свидетелями того, что начало достижениям в космосе было положено Советским Союзом благодаря имеющимся у него мощным ракетным двигателям. Это обеспечило Советскому Союзу ведущую роль...».

Двигатель РД-107 — четырехкамерной конструкции с двумя рулевыми камерами, питающимися компонентами топлива от одного турбонасосного агрегата (ТНА). Многокамерность позволяет существенно уменьшать длину двигателя, что приводит к уменьшению веса ракеты. ТНА имеет два основных центробежных насоса, окислителя и горючего, и два приводимых через мультипликатор оборотов вспомогательных насоса — для питания перекисью водорода газогенератора и жидким азотом системы наддува топливных баков ракеты. Для газификации жидкого азота в ТНА предусмотрен трубчатый теплообменник, обогреваемый отработанным в турбине парогазом. Привод турбины осуществляется продуктами разложения перекиси водорода твердым катализатором в газогенераторе. Отработанный в турбине парогаз выбрасывается через выхлопной патрубок за борт ракеты, создавая дополнительную тягу.

Камеры сгорания — цилиндрические, с плоской форсуночной головкой. Основные камеры имеют внутренний диаметр цилиндрической части 430 мм, диаметр критического сечения сопла — 166 мм. Камеры двигателя — паяно-сварной конструкции. Огневая стенка камеры в наиболее нагруженных в тепловом отношении участках изготовлена из жаропрочной бронзы с фрезерованными ребрами, скрепленными вершинами с наружной силовой рубашкой с помощью высокотемпературной пайки. В менее нагруженных местах бронзовая огневая стенка спаяна с рубашкой через гофрированную проставку, обеспечивающую каналы для протока горючего и заменяющую оребрение. Такая конструкция позволяет создавать камеры исключительно малого веса при весьма высоких давлениях и тепловых потоках.

Двухкомпонентные центробежные бронзовые форсунки обеспечивают высокую полноту сгорания топлива. Охлаждение камер — горючим, проточное, регенеративное, а также внутренней завесой, образуемой периферийным рядом форсунок. Сочетание наружного и внутреннего охлаждения, использование бронзовых высокотеплопроводных внутренних стенок обеспечивает надежное охлаждение камеры при высокой температуре сгорания и значительном давлении газов.

Качающиеся рулевые камеры служат для управления полетом ракеты. Пуск, управление работой и выключение двигателя производятся автоматически, по командам с борта ракеты. Зажигание — пиротехническое, с электрическими сигнализаторами и блокировкой. Запуск двигателя осуществляется через предварительную ступень тяги, в процессе которой компоненты топлива подаются в камеры сгорания под давлением наддува топливных баков ракеты. Переход двигателя на главную ступень тяги производится автоматическим включением в работу газогенератора. Изменение тяги и соотношения компонентов топлива в полете выполняется регуляторами двигателя по командам систем управления полетом и опорожнения баков.

Конструкция двигателя РД-108 второй ступени ракеты «Восток» аналогична описанной. Основные отличия — четыре рулевые камеры, агрегаты автоматики в связи с другой схемой пуска и останова, больший ресурс, так как РД-108 запускается при старте ракеты одновременно с двигателями первой ступени.

Двигатели РД-107 и РД-108 разработаны в 1954 — 57 гг. Ракеты-носители с двигателями РД-107, РД-108 и их модификациями обеспечили успешные полеты многих искусственных спутников Земли, Луны и Солнца, автоматических станций на Луну, Венеру, Марс и пилотируемых кораблей «Восток», «Восход» и «Союз».

С начала космической эры до настоящего времени, т. е. 17 лет, эти двигатели надежно выводят на космические орбиты пилотируемые корабли и автоматические станции. И еще немало лет им предстоит нести свою службу.

В книге отзывов летчиков-космонавтов СССР о работе двигателей ГДЛ—ОКБ на кораблях «Восток» можно прочесть:

«Двигательную установку принято называть сердцем машины. Очень сложное и совершенное сердце, созданное коллективом ОКБ, работало отлично и вынесло «Восток» 12 апреля 1961 года в космическое пространство. Как командир «Востока» сердечно благодарю Вас, дорогие товарищи, за созданные совершенные двигатели и оборудование к ним. Желаю новых больших творческих успехов. Гагарин».

«Приношу сердечную благодарность коллективу ОКБ за безупречную работу двигателей носителя. Титов».

«Во время старта и выведения корабля на орбиту хорошо ощущаешь силу и мощность ракетных двигателей, созданных Вашим коллективом. Не зря двигатели называют сердцем ракеты-носителя. Это очень правильно. Благодаря Вашему коллективу наши советские летчики-космонавты осуществили мечту всего человечества. Сердечное спасибо Вам за замечательные двигатели. Николаев».

«Когда сидишь в космическом корабле и ощущаешь мощный гул и порыв двигателей носителя — сердце наполняется радостью и гордостью за наш великий советский народ, за Вас, дорогие друзья! От души Вам большое, космическое спасибо и желаю всему коллективу ОКБ новых успехов и замыслов! Попович».

«Сила природы удерживает человека на Земле. Но человек, гением своего ума и труда, сумел оторваться от притяжения Земли и выйти в космическое пространство. Это Ваш труд — труд коллектива ОКБ — создал мощные двигатели, с помощью которых стартовали наши замечательные корабли и вывели их на орбиту. От всей души благодарю коллектив ОКБ за отличную работу двигателей носителя и желаю Вам новых успехов в создании новых мощных установок. Быковский».

«Низкий поклон Вам и сердечное спасибо за отличную работу сердца «Востока-6». От всей души желаю коллективу ОКБ новых творческих успехов в создании замечательных двигательных установок для будущих кораблей. Терешкова».

Дальнейшие записи в книге отзывов летчиков-космонавтов, летавших на космических кораблях серий «Восход» и «Союз», также свидетельствуют о работе двигателей без замечаний.

Первым представителем многообразных ракет-носителей серии «Космос» является двухступенчатая ракета, выполняющая космические рейсы с 16 марта 1962 г., а с 14 октября 1969 г. выводящая на орбиты спутники Земли серии «Интеркосмос».

На 1 ступени этой ракеты установлен двигатель РД-214 тягой 74 тонны в пустоте, первый в СССР мощный серийный двигатель, работающий на высококипящем азотнокислотном окислителе и продуктах переработки керосина в качестве горючего. Двигатель обладает наибольшими тягой и удельным импульсом среди известных двигателей этого класса, работающих на азотнокислотном окислителе и углеводородном горючем.

Двигатель РД-214 — четырехкамерный, с общим турбонасосным агрегатом, включающим турбину, центробежные насосы окислителя и горючего (по одному), а также насос перекиси водорода для питания газогенератора. Продукты каталитического разложения перекиси водорода в газогенераторе служат для привода турбины. Отработанный в турбине парогаз выбрасывается через сопло за борт ракеты, что создает дополнительную тягу. Охлаждение камер горючим — регенеративное, а также внутренней завесой, образуемой периферийными форсунками головки камеры сгорания. Внутренний диаметр камеры сгорания 480 мм, диаметр критического сечения 176 мм. Зажигание химическое, пусковым горючим, самовоспламеняющимся с основным окислителем; пусковое горючее заливается в основную магистраль перед насосом горючего. Запуск производится без промежуточной ступени.

Регулирование тяги в полете достигается изменением расхода перекиси водорода в газогенератор. Выключение двигателя через конечную ступень. Управление вектором тяги производится с помощью газовых рулей. Двигатель РД-214 летает с 1957 г. на прототипе ракеты «Космос» и относится к ранним разработкам.

На второй ступени этой ракеты-носителя установлен двигатель РД-119 тягой 11 т, работающий на кислородно-диметилгидразиновом топливе (несимметричный диметилгидразин), созданный в 1958 — 62 гг. Двигатель РД-119 обладает наивысшим удельным импульсом в пустоте (352 сек.) для кислородных двигателей, использующих высококипящее горючее. Камера сгорания этого двигателя титановая, обеспечивает удельный импульс 358 сек., давление в ней 80 ата.

Двигатель РД-119 состоит из камеры сгорания с форсуночной головкой и профилированным соплом; турбонасосного агрегата с центробежными насосами окислителя и горючего (по одному); однокомпонентного газогенератора, работающего на основном горючем, подвергающемся термическому разложению; комплекса агрегатов автоматики, включающего регуляторы тяги и соотношения расходуемых компонентов топлива; системы рулевых сопел с газораспределителями; силовой рамы, несущей вспомогательные агрегаты и служащей для стыковки двигателя с ракетой. В конструкции двигателя широко использован титан и другие современные конструкционные материалы. Внутренний диаметр камеры сгорания — 210 мм, диаметр критического сечения сопла — 93 мм. Рулевая система двигателя предназначена для управления и ориентации второй ступени ракеты «Космос» в полете. Управление осуществляется за счет перераспределения между неподвижными рулевыми соплами отработанных в турбине газов.

Пуск двигателя, управление его работой и выключение выполняются автоматически, по командам с борта ракеты. Зажигание осуществляется пиротехническим устройством, обеспечивающим надежное, автематически контролируемое срабатывание в высотных условиях. Первоначальный разгон турбины с насосами производится пирозарядом, размещенным в газогенераторе. Тяга в полете регулируется изменением расхода горючего, питающего газогенератор.

Около 13 лет работает на ракете-носителе «Космос» двигатель РД-119, а двигатель РД-214 летает 17 лет, и их эксплуатация продолжается. Примером дальнейшего развития двигателей может служить двухкамерный двигатель РД-219 тягой 90 тонн, на самовоспламеняющемся азотнокислотно-диметилгидразиновом топливе; разработан в 1958 — 61 гг. для II ступени ракеты-носителя. Две одинаковые камеры этого двигателя питаются одним ТНА, расположенным между камерами, в районе критических сечений сопел, для уменьшения габарита двигателя. ТНА состоит из газовой турбины и двух центробежных насосов (для окислителя и горючего). Питание турбины от газогенератора, работающего на основных компонентах топлива. Внутренний диаметр камеры сгорания 480 мм, а критического сечения сопла 206 мм. Использование высокого давления газов в камере сгорания (75 ата), профилированного сопла со значительной степенью расширения газов и эффективной конструкции форсуночной головки позволило достичь на долгохранимом, высококипящем топливе высокого значения удельного импульса (293 сек.).

Пуск, управление работой и выключение двигателя выполняются автоматически по электрическим командам с борта ракеты на соответствующие элементы автоматики двигателя. Пуск двигателя осуществляется без предварительной ступени тяги путем подачи основных компонентов топлива в газогенератор из пусковых бачков (подача вытеснительная). Поддержание и изменение режима работы (тяги) двигателя осуществляется автоматическим регулированием режима работы газогенератора за счет изменения расхода подаваемых в него компонентов топлива.

Двигатель обладает наибольшей тягой среди двигателей, работающих на азотнокислотном окислителе.

Другим примером дальнейшего развития двигателей может служить РД-111 с четырьмя качающимися камерами для первой ступени ракеты, разработанный в 1959 — 62 гг. на кислородно-керосиновом топливе. В пустоте тяга двигателя 166 тонн, удельный импульс 317 сек. (у земли 275 сек.), при давлении в камере 80 ата. Привод турбонасосного агрегата — от газогенератора, работающего на основных компонентах топлива.

Еще более высокими показателями по тяге, удельному импульсу, давлению в камере сгорания, степени расширения газа в соплах, удельному весу двигателей, чем описанные выше конструкции, обладают ракетные двигатели, разработанные ГДЛ—ОКБ в последующие годы.

Дальнейшее увеличение удельного импульса двигателей требовало роста начального давления в камере, что лимитировалось потерями на привод турбонасосного агрегата. Для разработанных нами двигателей с тягой в диапазоне 11—166 т эти потери в удельном импульсе составляли лишь 0,8—1,7% при давлении в камере 75—90 ата, но возрастали до неприемлемых величин при больших давлениях.

В 1947—48 гг. были опубликованы мои исследования по жидкостным реактивным двигателям (ЖРД) с приводом турбины водяным паром от замкнутой системы испарительного охлаждения камеры двигателя. В 1947— 51 гг. в ГДЛ—ОКБ проводилось экспериментальное изучение этой системы на агрегатах двигателя РД-110 тягой 120 т. Окончательное решение проблемы было найдено в Советском Союзе в новой схеме ЖРД, при которой отработанный в турбине газогенераторный газ дожигается в основной камере сгорания при смешении с недостающим компонентом топлива. Ясно, что при этом потери на привод турбонасосного агрегата практически отсутствуют. В таких двигателях смешение компонентов топлива при поступлении в камеру происходит по схеме газ — жидкость, в отличие от обычной жидкость — жидкость.

Первый экспериментальный двигатель, основанный на этой схеме, был разработан и испытан в РНИИ в 1958 — 59 гг., а затем в опытно-конструкторских бюро.

Достижение в камере сгорания давления в несколько сотен атмосфер позволило также создавать двигатели большой тяги с существенно уменьшенными габаритами. Для ракеты-носителя «Протон» и других ракет были созданы двигатели по такой схеме. Ракеты с этими двигателями летают уже десятый год.

Ныне космос бороздят ракеты с двигателями, обладающими значительно более высокими характеристиками, и работа в этом направлении непрерывно продолжается.

Значительное давление в камере сгорания, измеряющееся сотнями атмосфер, и обеспечение высокой степени полноты сгорания, а также реализация равномерного и равновесного истечения продуктов сгорания из сопел с большой степенью расширения позволили создать мощные малогабаритные двигатели с исключительно высокими характеристиками.

При разработке этих двигателей были использованы новейшие достижения термодинамики, гидро- и газодинамики, теплопередачи, теории прочности, металлургии высокопрочных и жаростойких материалов, химии, электронной вычислительной техники, измерительной техники, вакуумной, электронной и плазменной технологии. Создание таких двигателей является одним из основных достижений ракетно-космической техники СССР.

Ракета-носитель «Протон» по мощности втрое превосходит ракету-носитель «Восток». С ее помощью с 1965 г. на орбиту искусственного спутника Земли выведены научные автоматические станции «Протон», вес которых достиг 17 тонн. Она же вывела на космические орбиты корабли «Зонд-4 — 8» для облета Луны и возвращения на Землю, а также автоматические станции «Луна-15 — 21», обеспечившие доставку на Землю лунного грунта и исследование Луны с помощью луноходов. Полеты автоматических межпланетных станций «Марс-2» и «Марс-3», выполнивших посадку на Марс и выход на орбиту спутника этой планеты, а также последующих станций этой серии осуществлены с помощью ракеты-носителя «Протон».

Расширение тематики ракетно-космической техники привело впоследствии к организации в СССР других ОКБ для разработки ЖРД, использовавших богатый опыт и основные конструкторские решения ГДЛ—ОКБ.

В 1942 г. ГДЛ—ОКБ навестил главный конструктор самолетостроительного ОКБ В.Ф.Болховитинов (1899 — 1970) со своим сотрудником А.М.Исаевым (1908 — 1971). Имея годичный опыт работы с ракетным самолетом БИ-1, А.М.Исаев решил изменить специальность и посвятить себя разработке ЖРД. В.Ф.Болховитинов и А.М.Исаев обратились с просьбой помочь в этом и она была удовлетворена. А.М.Исаев получил интересовавшие его методики и коэффициенты для расчета ЖРД и системы охлаждения камеры сгорания и организовал группу по разработке двигателей. В 1944 г. руководимый А.М.Исаевым коллектив вырос в ОКБ по разработке ЖРД. Разработанные ими конструкции двигателей на высококипящих компонентах топлива нашли широкое применение в ракетно-космической технике.

В то время как мощные двигатели, установленные на первых ступенях всех ракет-носителей и на вторых ступенях большинства из них, разработаны ГДЛ—ОКБ, основные двигатели, установленные на автоматических межпланетных станциях и пилотируемых космических кораблях, разработаны А.М.Исаевым в руководимом им конструкторском бюро.

ОКБ, руководимое С.А.Косбергом (1903 — 1965), начало заниматься разработкой самолетных ЖРД с 1954 г., сначала на унитарном топливе (изопропилнитрате), ас 1956 г. на двухкомпонентном (жидкий кислород с керосином и др.). С 1958 г. этим коллективом разрабатываются двигатели для верхних ступеней многих ракет-носителей. Были созданы и другие двигательные ОКБ.

Расширялось и ГДЛ—ОКБ. Развитие ее тематики и организация серийного производства разработанных двигателей на многих заводах потребовали создания ряда филиалов ГДЛ—ОКБ. Несколько из них отпраздновали свое 15-летие. Кроме того, двигательные ОКБ организованы на базе групп специалистов, выделенных из нашего ОКБ.

В 1971 г. исполнилось 50 лет со дня организации первой в Советском Союзе научно-исследовательской и опытно-конструкторской организации по разработке ракет — Газодинамической лаборатории.

За 13-летний период своей деятельности (1921 — 33) ГДЛ внесла основополагающий вклад в развитие отечественного ракетостроения и послужила основным фундаментом для создания первого в мире научно-исследовательского института по ракетной технике.

Исполнилось 45 лет, как в составе ГДЛ было организовано подразделение по разработке электрических и жидкостных ракетных двигателей и ракет (1929 — 33), которое прошло длительный и сложный путь развития через подразделение РНИИ (1934 — 38) к самостоятельной группе (1939 — 40), с 1941 г. выросшей в Опытно-конструкторское бюро (ОКБ). Творческий путь развития этой организации от ГДЛ до ОКБ, называемой ГДЛ—ОКБ, освещался в печати в 1969 г. в связи с ее 40-летием.

В ГДЛ были заложены основы отечественного ракетного двигателестроения. Из стен ГДЛ вышли основные кадры, вырастившие творческий коллектив дважды орденоносного Опытно-конструкторского бюро ГДЛ—ОКБ, которым созданы мощные жидкостные ракетные двигатели для всех советских ракет-носителей, летавших до настоящего времени в космос, и для многих дальних боевых ракет, обеспечивающих могущество Ракетных войск Советского Союза.

В течение 45-летней деятельности нашей опытно-конструкторской организации неоднократно приходилось менять наименование, подчиненность, местонахождение, но при этом были сохранены тематика ракетного двигателестроения и основное руководство. Прошло немало времени, многие сотрудники ОКБ скончались, ушли на пенсию или изменили место работы, но до сих пор в ОКБ работают несколько сотрудников, начинавших работу в двадцатых-тридцатых годах.

На стенах исторических зданий Главного Адмиралтейства и Иоанновского равелина Петропавловской крепости, украшающих город Ленина, там, где некогда подразделение ГДЛ разрабатывало ракеты и ракетные двигатели, установлены выполненные в мраморе и бронзе мемориальные доски, текст которых радует сердца всех, кому дорога история становления отечественного ракетостроения.

Иоанновский равелин заложен в 1731 г. повелением императрицы Анны Иоанновны и назван в память ее отца. Спустя два века гром работавших в этом равелине ракетных двигателей напоминал русским монархам, почившим в усыпальнице Петропавловского собора, что революционная техническая идея, зародившаяся полвека назад, нашла наконец свое воплощение в жизни — нашла вопреки стараниям царей, под спудом державших откровения Кибальчича и Циолковского.

Учитывая основополагающий вклад ГДЛ—ОКБ в развитие отечественного ракетного двигателестроения, вновь открытому коллективному образованию на обратной стороне Луны — кратерной цепочке протяженностью 1100 км Комиссией Академии наук СССР присвоено наименование ГДЛ, а решением Международного астрономического союза ряд лунных кратеров назван именами сотрудников ГДЛ—ОКБ: Малый, Петров, Чернышев, Жирицкий, Артамонов, Гаврилов, Фирсов, Алехин, Грачев, Мезенцев.

Коллектив ГДЛ—ОКБ, выполняя решение XXIV съезда КПСС по дальнейшему развитию космонавтики, полон энергии и стремления довести до успешного завершения ведущиеся им работы по созданию еще более совершенных и мощных ракетных двигателей, использующих наиболее эффективные источники энергии.

Далее