ИЗ ИСТОРИИ СОЗДАНИЯ ПЕРВЫХ КОСМИЧЕСКИХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ (1947 - 1957). В. И. ПРИЩЕПА

УДК 621.455(091)

4 октября 1957 г. запуск в СССР первого искусственного спутника Земли открыл эру космических полетов. Вывод спутника на орбиту был произведен двухступенчатой ракетой, оснащенной жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) РД-107 и РД-108 конструкции организации, именуемой ГДЛ - ОКБ. Официальной датой начала разработки этих ЖРД считается 1954 г. По существу же разработка была начата еще в 1947 г., когда организация ГДЛ - ОКБ приступила к осуществлению обширной программы научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ в области мощных ЖРД.

Основные технические решения, принятые для первых космических двигателей, были во многом проверены в ходе предшествующей разработки нескольких проектов мощных ЖРД. В настоящей статье прослеживается появление этих решений в конкретных проектах. Приводятся основные сведения о первых космических двигателях. Показана динамика прогресса в технике мощных ЖРД в период 1947 - 1957 гг.

I. Космические полеты, начало которым было положено 4 октября 1957 г. запуском в СССР первого искусственного спутника Земли, стали возможными благодаря решению целого комплекса научно-технических проблем, прежде всего созданию мощных и экономичных ракетных двигателей системы управления ракеты-носителя, стартового комплекса и, конечно, совершенной конструкции самой ракеты-носителя. Первая космическая ракета была оснащена ЖРД, разработанными в опытно-конструкторском бюро ГДЛ - ОКБ под руководством В. П. Глушко.

ЖРД, прошедшие полный цикл стендовой отработки, обозначены черными линиями (все они, кроме РД-213, нашли применение в составе ракет)

Эти ЖРД, получившие индексы РД-107 и РД-108, явились итогом обширных научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, начавшихся в СССР задолго до первого космического полета. В процессе указанных работ были созданы и освоены новые конструкции, топлива, материалы, технологические процессы и оборудование. Основные технические решения, принятые для первых космических двигателей, были во многом проверены в ходе предшествующей разработки в ГДЛ-ОKБ проектов мощных ЖРД. Разработка этих проектов, доведенных до различной стадии осуществления, была начата в 1947 г. (рис. 1, 2).

II. В мае 1948 г. на стенде ГДЛ-OKБ состоялось первое огневое испытание отечественного ЖРД большой тяги, в том же году он обеспечил успешный полет ракеты [4, с. 59]. Указанный двигатель, получивший индекс РД-100, разрабатывался на основе максимального использования апробированных технических решений, что позволило ГДЛ-ОКБ приобрести в кратчайший срок опыт в создании крупных ЖРД. Одновременно с двигателем РД-100 разрабатывался его усовершенствованный вариант - РД-101. Эти ЖРД были установлены на геофизические ракеты, поднимающие научную аппаратуру на большие высоты.

Логическим завершением работ по двигателям РД-100 и РД-101 яви лось создание в последующие годы максимально усовершенствованного двигателя этого семейства - РД-103 (рис. 3).

Двигатель РД-100 развивал тягу у земли 27 тс, работая на топливе кислород-водный раствор этилового спирта. ЖРД был однокамерным, с турбонасосным агрегатом (ТНА), приводимым продуктами каталитического разложения концентрированной перекиси водорода. В процессе разработки последующих модификаций двигателя РД-100 он был значительно усовершенствован за счет повышения концентрации горючего, форсирования рабочих параметров, улучшения системы генерации рабочего тела турбины, улучшения компоновки, усовершенствования системы охлаждения камеры и других мероприятий. На этом возможности двигателей типа РД-100 были практически исчерпаны. Причиной тому были малая калорийность применявшегося ракетного топлива, неэффективность его использования и несовершенство конструкции [2, с. 20; 5, с. 9].

III. С самого начала разработки кислородно-спиртовых ЖРД в ГДЛ-ОКБ ясно представляли себе ограниченные возможности двигателей такого типа и поэтому незамедлительно приступили к работам, которые должны были привести на определенном этапе к созданию конструкций, обеспечивающих решение качественно новых задач.

Достижение поставленной цели определялось в первую очередь проблемой создания камеры ЖРД, способной работать при высоких температурах и давлениях. Конструкция камеры, использовавшаяся в первых мощных ЖРД, явно не отвечала этому требованию. Корпус камеры

Топливо: кислород - 92%-ный этиловый спирт. Тяга: у земли 44 тс, в пустоте 51 тс. Масса 870 кг. Высота 3,1 м

выполнялся из двух стенок - огневой стенки и рубашки, представлявших собой листовые штампованные стальные детали, соединяемые между собой при помощи сварки через немногочисленные кольца жесткости и детали поясов завесы внутреннего охлаждения. По соображениям прочности стенки камеры приходилось делать толстыми, и камера получалась массивной, тяжелой. При форсировании рабочего процесса в такой камере требования прочности очень скоро вступали в неразрешимое противоречие с требованиями охлаждения.

Организацией ГДЛ - ОКБ была предложена, разработана и внедрена в отечественную технику камера новой конструкции (рис. 4) (Особенности этой камеры и история ее создания, излагаемые далее в этом разделе, наиболее полно представлены в работе [7].). Эта камера разделена технологически на несколько узлов: смесительную головку и ряд участков корпуса, которые выполняются при помощи пайки и соединяются затем между собой кольцевыми сварными швами. Смесительная головка представляет собой пакетную конструкцию с плоскими днищами, скрепленными при помощи форсунок (рис. 5). Каждый участок корпуса содержит огневую стенку и рубашку, прочно соединенные между собой через промежуточную гофрированную стенку (проставку) либо через ребра, выфрезерованные на огневой стенке.

Благодаря наличию частых связей в корпусе паяно-сварной камеры ее огневая стенка может быть тонкой и изготавливаться из относительно непрочных, но высокотеплопроводных медных сплавов; при этом обеспечивается надежное охлаждение камеры. Рубашка, воспринимающая давление газов, изготавливается из легированных сталей, обеспечивающих высокую прочность камеры при малом ее весе. Пакетная конструкция смесительной головки обеспечивает минимальные геометрические размеры камеры в сочетании с оптимальными условиями для организации рабочего процесса в ней. С разработкой паяно-сварных камер появилась возможность существенного повышения экономичности ЖРД при значительном снижении удельной массы двигателя. Это обстоятельство явилось первостепенным фактором, обеспечившим не только создание космических ЖРД, но и последующее их развитие.

Для реализации паяно-сварной камеры потребовалось провести обширные научно-исследовательские работы в области технологии пайки слоистых конструкций из однородных и разнородных материалов. В результате была разработана вакуумная пайка узлов камеры в нейтральной защитной среде (азот). Для получения качественных паяных соединений экспериментальным производством ГДЛ - ОКБ были спроектированы, изготовлены и пущены в эксплуатацию специальные электропечи сопротивления, обеспечивающие высокую скорость нагрева, малое падение температуры в процессе загрузки узлов и постоянную температуру в процессе пайки.

Первые камеры паяно-сварного типа были спроектированы для работы на кислородно-керосиновом топливе. В качестве конструкционного материала для огневой стенки этих камер, чрезвычайно напряженных в тепловом отношении, была выбрана красная медь, отличающаяся высокой теплопроводностью. Однако дальнейшие работы выявили потребность в новом материале, в котором указанное качество сочеталось бы с жаропрочностью. Одним из НИИ было рекомендовано использовать не применявшуюся в отечественном машиностроении хромистую бронзу с 2%-ным содержанием хрома. Однако большое число дефектов металлургического происхождения, отрицательно сказывавшихся на качестве технологического процесса, привели к необходимости изменения сплава в сторону значительного снижения содержания хрома. В итоге был создан сплав с уникальным сочетанием теплофизических, прочностных и технологических свойств.

В процессе разработки конструкции паяно-сварной камеры в ГДЛ - ОКБ были освоены не применявшиеся ранее в ЖРД сорта нержавеющих и высокопрочных легированных сталей. Была освоена также автоматическая сварка под флюсом плавящимся и неплавящимся электродами. Для соединения высокопрочных легированных сталей с медными сплавами потребовалось разработать новый припой на серебряно-медной основе, обеспечивающий высокую жаропрочность паяного соединения.

Первая полноразмерная камера паяно-сварного типа была изготовлена в ГДЛ - ОКБ в 1951 г. К этому времени были проведены многочисленные огневые испытания экспериментальных камер, рассчитанных на тягу 7 тс при давлении в камере сгорания 60 кгс/см². Указанные испытания, начавшиеся в середине 1949 г., преследовали цель отработки технологии изготовления камер, а также организации процессов охлаждения и смесеобразования. Параллельно на экспериментальной камере тягой 50 кгс опробовались перспективные ракетные топлива. Конструкция экспериментальных камер предусматривала возможность замены различных элементов. Кроме этих камер, были созданы модельные установки для гидравлического исследования характерных участков нового охлаждающего тракта. В итоге была всесторонне проверена работоспособность новой камеры и подтверждена правильность выбора в качестве компонентов топлива жидкого кислорода и керосина. Ранее им было отдано предпочтение на том основании, что из всех компонентов, обеспеченных широкой промышленной базой, они позволяли получить наибольшую расчетную дальность для мощных ракет-носителей.

Паяно-сварные камеры проектировались на давление, в 2 - 4 раза превышающее то, при котором работали кислородно-спиртовые ЖРД. Переход со спирта на керосин и увеличение давления повлекли за собой рост температуры в камере сгорания на 800⁰ С. Последующая разработка ЖРД показала, однако, что паяно-сварная камера способна работать и в гораздо более напряженных условиях.

IV. Первая полноразмерная камера паяно-сварного типа была изготовлена в ходе разработки жидкостного ракетного двигателя, начало которой относится к 1947 г. Двигатель должен был развивать стартовую тягу около 120 тс и был первым крупным ЖРД, в котором предусматривалось применение кислородно-керосинового топлива. Конструктивно двигатель был выполнен с одной камерой, питаемой от турбонасосного агрегата.

Наряду с новыми техническими идеями в конструкции этого двигателя нашли отражение и консервативные решения. Сказанное относится в полной мере к конструкции камеры. Корпус ее был выполнен паяно-сварным, с фрезерованной огневой стенкой, а сопло было профилированным. В то же время камера сгорания была сферической формы, с многочисленными подводами окислителя, что придавало ей сходство с существовавшими кислородно-спиртовыми камерами сгорания. Это сходство было, однако, чисто внешним: вместо форкамер устанавливались вполне современные плоские смесительные головки. Они отрабатывались автономно на малоразмерных экспериментальных камерах, о которых шла речь выше.

Камера сгорания рассчитывалась на номинальное давление 60 кгс/см². Вначале не было уверенности в том, что камеру удастся охладить одним только горючим, и был разработан вариант конструкции с частичным охлаждением камеры водой по замкнутому контуру. Результаты испытаний вышеупомянутых экспериментальных камер позволили отказаться от этого относительно сложного варианта.

Ко времени прекращения в 1951 г. работ по этому двигателю в ГДЛ - ОКБ успели провести гидравлические испытания камер, а также доводочные испытания ТНА, газогенератора и агрегатов управления двигателем.

V. Почти одновременно с окончанием работ по этому двигателю в ГДЛ - ОКБ была предпринята параллельная разработка трех ЖРД, которым суждено было стать непосредственными предшественниками первых космических двигателей.

В первых двух двигателях конструкция паяно-сварной камеры получила, по существу, окончательное завершение. Появился также ряд технических новшеств, касающихся других систем ЖРД, о которых мы скажем ниже. Ко времени прекращения в 1954 г. работ по этим двигателям была подготовлена необходимая производственно-технологическая и испытательная база и начата экспериментальная отработка основных узлов двигателей.

В отличие от первых двух третий двигатель должен был работать на топливе, представляющем собой раствор окислов азота в азотной кислоте (окислитель АК) в сочетании с продуктом переработки керосина (горючее). Рассчитанный на ту же тягу, что и указанные кислородно-керосиновые двигатели, третий двигатель был выполнен в отличие от них по многокамерной схеме: четыре идентичные камеры питались от одного турбо-насосного агрегата. Выбором такой схемы преследовалась цель упростить отработку столь ответственного агрегата, как камера, за счет уменьшения ее размеров. Это обстоятельство было особенно важным, поскольку азотно-кислотное топливо имело репутацию «трудного». Кроме того, выбором многокамерной схемы облегчалась задача изготовления камеры и достигалась более рациональная компоновка хвостового отсека ракеты.

В ходе работ по этому двигателю мнение о перспективности многокамерной схемы ЖРД утвердилось, и она была принята для первых космических ЖРД.

Указанный двигатель явился первым в семействе азотно-кислотных ЖРД, к которому относится, в частности, двигатель РД-214, нашедший применение в нескольких ракетах, включая космические ракеты «Космос» и «Интеркосмос» РД-214 (рис. 6) является, по существу, улучшенной модификацией упоминавшегося выше ЖРД. Внешне указанные двигатели существенно не отличаются один от другого (Описание РД-214 содержится в [6].).

VI. Высокие характеристики первых космических ЖРД были во многом обусловлены применением в их конструкции компактного, относительно легкого ТНА, характеризующегося высокими показателями экономичности насосов и турбины и могущего работать при достаточно низких давлениях топливных компонентов, поступающих из баков ракеты (Истории создания системы подачи топлива для двигателей первой космической ракеты посвящена работа [8].). Выбор многокамерной схемы, естественно, не облегчил задачу создания такого ТНА и эффективной системы генерации рабочего тела для него.

ЖРД РД-100 характеризовался применением ТНА, состоящего из двух центробежных топливных насосов и расположенной между ними двухступенчатой осевой турбины, которая устанавливалась на одном валу с насосом горючего. Рабочее тело турбины вырабатывалось в газогенераторе, где концентрированная перекись водорода разлагалась при контакте с водным раствором перманганата натрия. Перекись водорода и катализатор вытеснялись из специальных емкостей сжатым воздухом.

Топливо: раствор окислов азота в азотной кислоте - продукт переработки керосина. Тяга: у земли 64,8 тс, в пустоте 74,4 тс. Масса 645 кг. Высота 2,4 м

Начиная с двигателя РД-101, был осуществлен переход с жидкого катализатора на твердый, размещаемый непосредственно в газогенераторе. В качестве окончательного варианта приняли конструкцию газогенератора с двумя катализаторными пакетами, установленными симметрично относительно места подвода перекиси водорода. Такая конструкция обеспечила при малом весе достаточную рабочую поверхность катализатора в сочетании с приемлемыми потерями давления в газогенераторе.

В дальнейших разработках уже был предусмотрен вспомогательный центробежный насос для подачи перекиси водорода в газогенератор. Впоследствии в ТНА ввели также центробежный насос жидкого азота (использующегося для получения газа наддува топливных баков). Хотя эти технические новшества усложнили и утяжелили конструкцию самого ТНА, они дали положительный эффект для двигательной установки в целом.

При разработке мощных двигателей было обращено особое внимание на достижение высоких кавитационных характеристик топливных насосов, которые бы сочетались с компактной и легкой конструкцией ТНА. В результате в ТНА появился насос окислителя с двусторонним входом и преднасосы - осевые крыльчатки, устанавливаемые перед основными центробежными колесами. На основании исследований, проведенных к началу разработки космических ЖРД, в конструкцию ТНА для них ввели также шнеки.

Начиная с двигателей, упомянутых в разделе V, конструктивная схема ТНА мощных ЖРД претерпела коренное изменение: турбина стала располагаться консольно. Это нововведение, приведшее к значительному снижению веса ТНА, оказалось в высшей степени удачным. Стремлением разработчиков к упрощению конструкции ТНА было вызвано решение применить в трех указанных ЖРД одноступенчатую турбину, устанавливаемую на общем валу с топливными насосами.

Разработка конструкций ТНА для мощных ЖРД опиралась в ГДЛ - ОКБ на обширные расчетно-конструкторские и экспериментальные исследования. Большое внимание было уделено, в частности, гидродинамическому усовершенствованию элементов ТНА и использованию возможностей, связанных с форсированием рабочих параметров ТНА. В результате экономичность турбины удалось значительно повысить за счет срабатывания в ней большого перепада давлений; температура рабочего газа турбины возросла почти на 30%, а обороты ТНА увеличились в 3 раза. ТНА двигателя РД-107 развивает в 10 раз большую мощность по сравнению с ТНА двигателя РД-100 при весе, большем всего в 1,5 раза. На 1 л. с. мощности ТНА в двигателе РД-107 расходуется в 2,5 раза меньше перекиси водорода, чем в РД-100.

VII. Создание космических ЖРД было сопряжено с решением не только чисто «двигательных» вопросов, но и проблемы общего усовершенствования ракет-носителей, что возложило на ЖРД ряд функций, ранее им не свойственных. Одна из таких функций состояла в обеспечении полета ракеты по заданной траектории и в управлении положением ракеты. Для выполнения указанной функции в конструкции космических двигателей были предусмотрены поворотные рулевые камеры относительно малой тяги, питаемые от основных топливных насосов. Применение этих камер вместо газовых рулей позволило обеспечить управление ракетой при незначительных потерях удельного импульса двигателя.

В космических ЖРД были предусмотрены также агрегаты регулирования тяги и соотношения топливных компонентов, обеспечившие полет ракеты с заранее рассчитанной оптимальной скоростью и полную, синхронную выработку топлива из баков. Ранее эффективность таких устройств проверялась специальными полетами экспериментальных ракет с двигателями РД-103.

Разработчики космических ЖРД пошли сознательно на усложнение своих конструкций, вносившее дополнительные вопросы в сложную задачу создания надежно работающих двигателей. Перечисленные выше «вспомогательные» агрегаты явились результатом тесного сотрудничества ГДЛ - ОКБ с конструкторским бюро, руководимым С. П. Королевым, и другими организациями (в частности, первые экземпляры космических ракет оснащались рулевыми агрегатами, созданными коллективом С. П. Королева).

VIII. Целесообразно привести основные сведения о ЖРД, обеспечивших полет первой космической ракеты. Она представляла собой, как известно, двухступенчатый аппарат, состоящий из центрального блока (вторая ступень) и четырех боковых (первая ступень). В центральном блоке был установлен ЖРД РД-108, в боковых - ЖРД РД-107. Все двигатели включались в работу одновременно, обеспечивая стартовую тягу около 400 тс. Спустя 120 с боковые блоки отбрасывались (при этом высота полета составляла около 50 км, а скорость - 3 200 м/с); центральный блок продолжал работать еще 180 с, разгоняя полезный груз до первой космической скорости.

Двигатели РД-107 и РД-108 близки по характеристикам, поскольку их стремились максимально унифицировать. Основные агрегаты двигателей отличаются только рабочими параметрами (для РД-107 они несколько выше). Общий вид одного из ЖРД (РД-107) представлены на рис. 7.

РД-107 развивает v земли тягу в 84 тс, а в пустоте - 102 тс, тяга РД-108 несколько ниже: 76 и 96 тс соответственно. Примерно 90% тяги создается в каждом ЖРД четырьмя идентичными камерами, питаемыми от одного турбонасосного агрегата. В течение 1 с в каждую камеру ЖРД РД-107 поступает 52 кг кислорода и 21 кг керосина. Кислород подается непосредственно в смесительную головку через центральный патрубок, керосин - в кольцевой коллектор, расположенный у выхода из камеры, из которого распределяется по каналам охлаждающего тракта, а затем, нагретый до 210⁰ С, направляется в смесительную головку. Распыл топлива осуществляется через 337 форсунок, из которых одна установлена в центре, а остальные расположены по десяти концентрическим окружностям. На периферии установлены керосиновые форсунки, создающие у огневой стенки камеры защитную газожидкостную пленку. В области минимального сечения камеры тепловой поток в стенку достигает максимальной величины - свыше 14 млн. ккал x (м² x ч)^-1. Здесь охлаждающий тракт камеры рассчитан на максимальную скорость охладителя - до 20 м/с. а температура огневой стенки достигает максимальной величины - 380⁰ С. При сжигании топлива в камере сгорания образуется газ с давлением 60 кгс/см² и температурой 3 250⁰ С. После прохождения газа через сопло давление падает до 0,4 кгс/см². а температура - до 1 690⁰ С. При этом газ разгоняется до скорости 2 950 м/с, сообщая камере тягу до 23 тс.

Турбонасосный агрегат ЖРД содержит два основных и два вспомогательных насоса и вращающую их турбину, мощность которой для РД-107 составляет 5 200 л. с. Насосы - центробежного типа, одноступенчатые; турбина - осевая, двухступенчатая. Основные насосы служат для питания камер топливом. Они установлены соосно с турбиной и имеют одинаковую с ней скорость вращения - 8 300 об/мин (это значение, а также приведенные дальше параметры насосов и газогенератора относятся к ЖРД РД-107).

Топливо: кислород - керосин. Тяга: у земли 83,7 тс, в пустоте 102 тс. Масса 1155 кг. Высота 3,0 м (с рулевыми камерами)

Насосы рассчитаны на подачу кислорода расходом 226 кг/с под давлением 80 кгс/см² и подачу керосина расходом 91 кг/с под давлением 95 кгс/см². Бескавитационная работа насосов обеспечивается установкой перед основными рабочими колесами осевой низконапорной крыльчатки и шнеков.

Вспомогательные насосы приводятся через мультипликатор. Один из насосов подает жидкий азот в испаритель, встроенный в выхлопной коллектор турбины и служащий для выработки газов, идущих на наддув топливных баков ракеты. Другой вспомогательный насос питает маловодной (82%-ной) перекисью водорода газогенератор, вырабатывающий парогаз для привода турбины.

Газогенератор представляет собой цилиндрический бачок, в котором содержится зернистое вещество - катализатор. При прохождении через него перекись водорода разлагается на смесь водяного пара и газообразного кислорода с давлением 55 кгс/см² и температурой 560⁰ С; эта смесь расходом около 9 кг/с поступает на лопатки турбины. Отработанный газ с давлением 1,5 кгс/см² и температурой 200⁰ С выбрасывается через выхлопные патрубки со скоростью 450 м/с. При этом создается тяга около 700 кгс.

В ЖРД предусмотрены поворотные рулевые камеры, снабженные полыми цапфами, через которые подводится топливо от основных насосов турбонасосного агрегата и которые обеспечивают отклонение камер на угол ±45⁰, осуществляемое при помощи гидроприводов. В ЖРД РД-107 - две рулевые камеры, в РД-108 - четыре. Рулевая камера по конструкции аналогична основной. Однако, работая почти при том же давлении, что и основная камера РД-107, рулевая камера развивает в 6 раз меньшую тягу.

Кислородно-керосиновое топливо, применяющееся в двигателях РД-107 и РД-108, не является самовоспламеняющимся; его зажигание осуществляется при помощи пиротехнических устройств, вводимых в камеры ЖРД со стороны сопел и срабатывающих при подаче электрического тока. Управление работой ЖРД производится при помощи электро-, пневмо- и пироавтоматики.

С учетом всех комплектующих элементов масса ЖРД РД-107 равна 1 155 кг; РД-108 на 95 кг тяжелее. Удельный импульс, развиваемый двигателями в пустоте, составляет соответственно 3 080 и 3 090 м/с.

IX. К разработке ЖРД РД-107, РД-108 приступили в 1954 г., а в следующем году были начаты огневые стендовые испытания, связанные с отработкой двигателей. Испытывались последовательно одно-, двух-и четырехкамерные экспериментальные сборки. При отработке пришлось встретиться с рядом проблем, наиболее серьезная из которых состояла в устранении высокочастотных колебаний в камерах, наблюдавшихся при выходе двигателя на режим главной ступени и приводивших к его разрушению. По результатам стендовых испытаний в конструкцию двигателей и технологию их изготовления были внесены многочисленные изменения.

Летным испытаниям ракет с двигателями РД-107, РД-108 предшествовала беспрецедентная по масштабам стендовая отработка ЖРД. В дополнение к автономным испытаниям двигатели прошли также стендовые испытания в составе ракеты и ее блоков. Применение на одной ракете одновременно работающих пяти ЖРД, которые содержали в общей сложности пять ТНА и 32 камеры (20 основных и 12 рулевых), потребовало высокой точности и синхронности осуществления всех операций по включению ЖРД, их регулированию в полете и выключению. Эта задача была решена тщательной отработкой взаимодействия многочисленных элементов двигателей на всех режимах работы; кроме того, в схеме управления работой ЖРД были предусмотрены всевозможные блокировки операций.

21 августа 1957 г. двигатели РД-107, РД-108 обеспечили успешный полет первой межконтинентальной ракеты, а затем 4 октября - исторический полет космической ракеты [4, с. 60].

Двухступенчатая космическая ракета с двигателями РД-107, РД-108 использовалась в 1957 - 1958 гг. для запуска первых трех искусственных спутников Земли. После установки на ракету третьей ступени с ЖРД конструкции ОКБ С. А. Косберга удалось осуществить запуски автоматических межпланетных станций к Луне (1959 г.) и орбитальные пилотируемые полеты космических кораблей «Восток» (1961 г.). Трехступенчатая пакета, сконструированная таким образом, получила название «Восток». Более поздние ее модификации использовались с 1964 г. для запуска космических кораблей «Восход», а с 1967 г. обеспечивают запуски кораблей «Союз» (эти модификации ракеты «Восток» называют иногда «Восход» и «Союз» по аналогии с названиями космических кораблей). При помощи четырехступенчатых модификаций ракеты «Восток» были осуществлены запуски автоматических межпланетных станций к Марсу (1962 г.), а также станций, которые вышли на окололунную орбиту и произвели мягкую посадку на Луну (1966 г.) и Венеру (1970 г.) [1, с. 38, 39; 2, с. 22,271.

Ракеты с двигателями РД-107, РД-108 на протяжении длительного времени обеспечили СССР ведущую роль в исследовании космоса и продолжают широко использоваться до сих пор.

X. Создание космических ЖРД ознаменовало гигантский прогресс в технике ракетных двигателей. Динамика этого прогресса представлена на рис. 8 - 11. В течение 10 лет, прошедших с начала разработки в ГДЛ - ОКБ мощных ЖРД, тяга ракетных двигательных установок увеличилась в 15 раз, а отдельных двигателей - более чем в 3 раза; удельный импульс ЖРД возрос на 1/3 при снижении удельной массы почти втрое; давление в камерах ЖРД увеличилось почти в 4 раза; мощность систем подачи топлива возросла в 10 раз.

Технические решения, реализованные в ходе разработки первых космических двигателей, во многом определили развитие ЖРД в последующие годы. Создание двигателей, обеспечивших первый космический полет, в большой степени было подготовлено работами, проведенными в СССР в предвоенный и военный периоды. В первой половине 40-х годов в СССР был создан под руководством В. П. Глушко многочисленный по тому времени коллектив, накопивший опыт проектирования, изготовления, отработки и организации серийного производства ЖРД. В 1946 - 1947 гг. около 100 представителей этого коллектива вместе с коллективом серийного завода составили ту основу, на которой возникло теперешнее опытно-конструкторское бюро, известное как ГДЛ - ОКБ. Наименование бюро связано с Газодинамической лабораторией (ГДЛ), в составе которой в 1929 г. сложился первоначальный коллектив ОКБ [3, с. 2,3].

ЛИТЕРАТУРА

1.Глушко В. П.Развитие ракетостроения и космонавтики в СССР. М., 1973.

2.Глушко В. П.Развитие советского ракетно-космического двигателестроения. - Изв. АН СССР. Энергетика и транспорт, 1974, № 5, с. 3 - 29.

3.Глушко В. П.Ракетные двигатели ГДЛ - ОКБ. М., 1975.

4. Валентин Петрович Глушко: (К 70-летию со дня рождения). - Земля и Вселенная, 1978, № 6, с. 58 - 61.

5.Бычков В. Н., Назаров Г. А., Прищепа В. И.Космические жидкостно-ракетные двигатели. М., 1976.

6. Космонавтика: (Маленькая энциклопедия). М., 1970, с. 384, 385.

7.Прищепа В. И., Брагенков Ю. А., Школьников И. Е.Некоторые вопросы создания двигателей для первой космической ракеты. - В кн.: Труды X Чтений К. Э. Циолковского. Секция «Проблемы ракетной и космической техники». М., 1977, с. 184 - 193.

8.Прищепа В. И., Школьников И. Е.Разработка систем подачи топлива для двигателей первой космической ракеты. - В кн.: Труды XI Чтений К. Э. Циолковского. Секция «Проблемы ракетной и космической техники». М., 1978, с. 182 - 192.