Записки ведущего. Часть 2

Про первые полёты самолёта с ЖРД я услышал от непосредственного участника этих событий Арвида Владимировича Палло, который во время войны был ведущим по двигательной установке самолёта БИ – 1. Конструкторы этого самолёта В. Ф. Болховитинов и А. М. Исаев предложили использовать ЖРД на самолёте – перехватчике в первый же день войны и это предложение было одобрено И. В. Сталиным [1]. На этой двигательной установке использовалась камера сгорания конструкции Л. С. Душкина, которую я уже видел раньше на стендах в Салде. При подготовке первой станции «Салют» А. В. Палло работал вместе с Ю. П. Семёновым в группе, в которую входили Юрий Григорьев и будущий космонавт Валерий Рюмин. Когда позволяла работа, чаще в тёплые весенние вечера, около гостиницы на двойке, на лавочке, собирались ветераны ракетной отрасли и рассказывали в том числе и о первых испытаниях ЖРД. Именно от А. В. Палло я узнал, что в Кольцово, под Свердловском, есть памятник первому лётчику, летавшему на самолёте с ЖРД Г. Я. Бахчиванджи, который погиб в марте 1943 года во время седьмого полёта там же, вблизи аэродрома в Кольцово. В аэропорте «Кольцово» мне приходилось часто застревать при задержке вылета самолёта,

поэтому в один из таких дней я нашёл могилу этого лётчика на кольцовском кладбище и увидел, что обелиск был поставлен на средства лётчиков гражданской авиации, ещё до того, как в 1973 году Г. Я. Бахчиванджи было присвоено звание Героя СССР, посмертно. О том, что во время войны заместителем Л. С. Душкина в РНИИ был хорошо мне знакомый Всеволод Фёдорович Берглезов, который также непосредственно работал с Г. Я. Бахчиванджи, к сожалению, я узнал уже после того, как В. Ф. Берглезова не стало. Всеволод Фёдрович часто приезжал в Салду и был практически куратором от НИИТП (РНИИ), но вести разговоры, не относящиеся к непосредственной работе, тогда было как – то не принято. А жалко, он бы мог много рассказать интересного про первые ЖРД.

В качестве топлива в первых отечественных самолётных ЖРД использовались несамовоспламеняющиеся компоненты – авиационный керосин и азотная кислота. Для воспламенения такой топливной пары на самолёте БИ 1 исследовались разные методы, пока не остановились на методе использующий дуговой разряд, где зажигание пускового факела осуществлялось от так называемого «дугового пускача». Два кривых электрода этого устройства, закреплённого под соплом, перед пуском вводились в камеру за критическое сечение и начинали там размыкаться и смыкаться. При каждом размыкании между электродами проходила вольтова дуга. На дугу попадала первая порция хорошо распыленных компонентов топлива из пускового блока с расходом 400 г/с, после чего, с помощью пневмореле, дуга пускача выводилась из камеры в исходное положение. Затем расход через пусковой блок удваивался, получался уже довольно мощный факел на 800 г/с. На этот факел подавались компоненты из всех рабочих форсунок. Двигатель выходил на режим малой тяги тяги – 400 кгс. Система подачи топлива была вытеснительная с давлением в баках порядка 50 атм при камерном давлении 16 атм.

А в это же время, в Казани, на заводе № 16, работала другая группа конструкторов под руководством В. П. Глушко, над созданием самолётного ускорителя с ЖРД. Это был первый жидкостный реактивный двигатель РД-1, который разработан в этом коллективе. РД – 1 использовался в качестве вспомогательного двигателя-ускорителя для улучшения взлётных, скоростных и высотных характеристик целого ряда самолётов, в том числе пикирующего бомбардировщика ПЕ – 2. В тот период опытно-конструкторское бюро было укомплектовано высококвалифицированными учёными, конструкторами, экспериментаторами, технологами, металлургами, химиками. С 1942 по 1946 год заместителем главного конструктора двигателей по лётным испытаниям здесь работал С. П. Королев. По стечению обстоятельств на казанском заводе № 16 сосредоточились учёные и талантливые двигателестроители, где проводились и серьёзные опытно-теоретические проработки теории ЖРД. В сороковых годах это ОКБ разработало для форсирования маневров самолётов целое семейство авиационных ЖРД типа РД -1 с насосной подачей азотной кислоты и керосина [2], неограниченным числом повторных автоматизированных пусков, с регулируемой тягой и максимальной тягой у земли от 300 до 900 кг. Однокамерный двигатель РД – 1 тягой 300 кг и трехкамерный РД – 3 с тягой 900 кг имели эфиро-воздушное зажигание от свечи накаливания, а однокамерные двигатели РД – 1Х3 тягой 300 кг и РД – 2 тягой 600 кг имели химическое зажигание от пусковой жидкости (карбинольное горючее) [3]. Двигатель с химическим зажиганием, который демонстрируется в музее Космонавтики и ракетной техники имени Глушко в Санкт Петербурге [4] показан на следующей фотографии.

Группа специалистов, работавшая над самолётом БИ – 1, узнав, что работами в этой области на одном из авиационных заводов занимается В. П. Глушко, отправилась к нему. Главный конструктор ОКБ В. П. Глушко показал В. Ф. Болховитинову и А. М.Исаеву свои стенды, участки производства, конструкции, разъяснил методику термодинамического расчётов процесса горения и охлаждения камеры сгорания и другие тонкости создания двигателя. Несколько позже А. М. Исаеву было передано некоторое количество зажигательной жидкости для организации химического воспламенения. В 1945 году на двигателе А. М. Исаева стало применяться химическое зажигание на двигателе РД -1М. В качестве пускового окислителя употреблялся 4% раствор хлорного железа в азотной кислоте.

Таким образом к концу войны в конструкторских бюро СССР были созданы несколько небольших авиационных ЖРД и были сформулированы основные принципы для их разработки. Опробованы вытеснительная и насосная системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания, внутренняя и наружная схемы охлаждения камеры, электрические и химические способы воспламенения компонентов топлива, позволяющие запускать двигатель многократно. Начаты экспериментальные исследования процессов воспламенения и горения различных топлив [5].

С 1945 г ОКБ В. П. Глушко стало специализироваться 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 [3].

Начало работ было положено в соответствии с поручениями Правительства СССР наиболее полно использовать опыт немецких разработчиков ракеты Фау 2 на основе имеющихся материалов и деталей конструкции, с целью создания отечественной ракеты, способной нести ядерный заряд. Сначала был создан двигатель 8Д51 (РД-100) для ракеты Р – 1 (8А11), который отличался от немецкого варианта, только тем, что в нём использовались отечественные материалы и конструкторская документация использовала советские нормали. Однако эта ракета не решала полностью всё возрастающие требования к средствам доставки ядерного заряда и дальности полёта. Следующей этапной задачей был уже двигатель 8Д52 (РД-101), в котором были сделаны существенные изменения как в конструкции, так и в применяемом топливе (повышена концентрация спирта в горючем, увеличены обороты турбины, повышено давление в камере сгорания). Двигатель стал мощнее и экономичнее, что позволило повысить тактико-технические характеристики ракеты Р – 2 (8Ж38). Эта ракета достаточно долго стояла на вооружении в ракетных частях. Макеты ракеты 8Ж38 и её двигателя 8Д52 демонстрируются в Военно-историческом музее артиллерии, инженерных войск и войск связи (г. Санкт-Петербург) [6].

Для меня этот двигатель 8Д52 и ракета 8Ж38, были весьма знаковыми, поскольку военную подготовку в ВУЗе и на воинском сборе перед присвоением первого офицерского звания мы проходили на этом двигателе и на этой ракете. В это же время я впервые услышал фамилию главного конструктора двигателя – Глушко. Зажигание топливной смеси в камере сгорания двигателей 8Д51 и 8Д52 осуществлялось, как и у немецкого аналога, с помощью так называемого «креста», который вставлялся в сопло двигателя перед запуском. Это был деревянный шест крестообразной формы, на концах перекладины которого устанавливались два пиропатрона, при последовательной подаче электропитания, на которые, происходило воспламенение топлива и перегорание натянутой фольги, что служило сигналом для системы управления запуском двигателя. Сигналы поступали в систему автоматики, откуда, по заложенной программе, проходили команды на открытие или закрытие соответствующих злектро – пневмоклапанов и двигатель выходил сначала на предварительную ступень, а затем на режим большей тяги. При достижении тяги двигателя, равной весу заправленной ракеты, последняя плавно отрывалась от пускового стола. На режим полной тяги двигатель выходил уже в полёте.

Ещё при разработке двигателей 8Д51 и 8Д52 стало ясно, что дальнейшее использование топливной пары «спирт – жидкий кислород» было бесперспективным для дальнейшего развития. Повышение концентрации спирта в горючем было уже использовано и, насколько позволяло техническое развитие отрасли, было поднято давление в камере сгорания, чтоб улучшить экономичность двигателя.

Начались исследования по переходу на следующую топливную пару «керосин – жидкий кислород». Понятие «керосин» было весьма условным, поскольку здесь рассматривались различные продукты на основе керосина. Также начались и схемные проработки компоновки ЖРД, в которых один или оба компонента сначала переводились в газовую фазу. Полученные газы сначала использовались для привода турбин, а затем дожигались в камере сгорания двигателя. Так возникли схемы смешения топлив в камере сгорания по схемам «газ – жидкость», когда один из компонентов топлива полностью газифицировался, и «газ – газ», когда полностью газифицировались оба компонента. Вот с экспериментального изучения процессов смесеобразования в камере сгорания по схеме «газ – газ» я и начал свои первые исследовательские исследования в Нижней Салде. Двигатели по так называемой открытой схемы, где смесеобразование в камере сгорания осуществлялось по схеме «жидкость – жидкость», также продолжались разрабатываться. Ленинградские двигатели С. П. Изотова (завод имени В. Я. Климова), которые отрабатывались в Салде, работали по этой схеме. В этой схеме, газ для привода турбины вырабатывался в газогенераторе, а после использования, «мятый газ» истекал через сопла, создавая дополнительную тягу.

В 1954–1957 гг. в ОКБ В. П. Глушко были разработаны четырёхкамерные кислородно-керосиновые двигатели РД-107 и РД-108 для первой и второй ступеней РН «Восток», с помощью которой был осуществлён запуск первого искусственного спутника Земли, а также первый полёт человека в космос. Эта же ракета Р -7, могла решать и военные задачи, для чего она, собственно, и разрабатывалась. В ракете применена «пакетная» компоновка, в которой одновременно запускались двигатели «боковушек» (РД – 107) и двигатели второй ступени (РД – 108). Такое схемное решение позволяло для воспламенения топлива использовать самую простейшую схему с «крестом» и пиропатронами.

Ракета пакетной схемы, типа Р-7, могла доставить ядерный заряд практически в любую точку земной поверхности. Казалось бы, что основная задача обороны страны решена. Однако, с развитием авиационных и космических средств наблюдения за земной поверхностью у вероятного противника, такая схема стала достаточно уязвимой для обнаружения готовящегося к запуску ракетную систему. Скрыть стартовую площадку с готовящейся к запуску ракетой стало практически невозможно. Появилась тандемная схема компоновки ракеты, где ступени ракеты располагались последовательно друг за другом. Но, в этом случае традиционная схема воспламенения, при запуске двигателя с «крестом» и пиропатронами, становилась неудобной поэтому, в некоторых случаях, стали применять химическое зажигание. Тандемная компоновка ракеты позволяла перейти к шахтному варианту старта. Одновременно шли поиски новой топливной пары, которая позволила бы решать вновь возникшие вопросы ракетной обороны. Были сформулированы новые требования к ракетному топливу. Конечно, новая топливная пара должна быть высокоэкономичной и позволять ракете находиться в заправленном состоянии практически неограниченное время (более 10 лет) для обеспечения высокой боеготовности. Такое топливо было создано и получило условное наименование «амил-гептил». Самым большим недостатком этой пары была высокая токсичность горючего (гептил), которое представляло собой продукт на гидразинвой основе. В качестве окислителя (амил) применялась высококонцентрированная азотная кислота, что привело к необходимости использовать коррозионностойкие материалы по всему тракту окислителя. Зато такие компоненты топлива были самовоспламеняющимися и проблемы воспламенения при их использовании не существовало. У зарубежного супостата также было подобное топливо, но с существенными отличиями по эксплуатационным свойствам. Так как, в основном, топливная пара «амил-гептил» стала применяться на боевых ракетах, то её часто стала называть «штатной парой» или «штатными компонентами», как это было принято в армейской терминологии.