«Как радостно вспомнить сейчас маленькие ОРМ, так прочно заложившие основы советского ракетного дви. > ГДЛ

Главная страница > Цитатник

ГДЛ - ОКБ

«Как радостно вспомнить сейчас маленькие ОРМ, так прочно заложившие основы советского ракетного двигателестроения. 1965 г. С. П. КОРОЛЕВ

ГДЛ - ОКБ

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 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.

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.

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...».

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.

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.

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.

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.

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.

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».

«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».

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

«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».

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

«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».

«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».

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

«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».

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.

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».

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.

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.

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.

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.

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 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.

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

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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

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.

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

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».

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.

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.

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.

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.

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.

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

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

Где начинается космос.

Спускаемый аппарат корабля «Союз».

ГАГАРИН Юрий Алексеевич.

ЕГОРОВ Борис Борисович.

Первой в космосе должна стать советская женщина - фрагменты из рукописи Н.П.Каманина.

Главная страница > Цитатник